RU2686644C1 - Composite compressor blade - Google Patents
Composite compressor blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686644C1 RU2686644C1 RU2018114360A RU2018114360A RU2686644C1 RU 2686644 C1 RU2686644 C1 RU 2686644C1 RU 2018114360 A RU2018114360 A RU 2018114360A RU 2018114360 A RU2018114360 A RU 2018114360A RU 2686644 C1 RU2686644 C1 RU 2686644C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- point
- contact
- sleeve
- disc
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3053—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by means of pins
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится в основном к турбореактивным и газотурбинным двигателям и предназначено для начальных ступеней компрессора, в основном - осевого, но может быть применено и для центробежного компрессора.The invention relates mainly to turbojets and gas turbine engines and is intended for the initial stages of the compressor, mainly axial, but can also be applied to a centrifugal compressor.
Известны подобные лопатки, например, пат. №№2517005 и 2516829. В первом патенте композитная лопатка представляет собой пропитанные связующим ленты армирующего материала, обернутые вокруг стержня, за который лопатка крепится к диску венца. Во втором патенте (прототип) композитная лопатка или воздушный винт состоят из жгутов армирующего материала, пропитанных связующим веществом и обернутых вокруг крепежных втулок. Указанные элементы представляют собой силовой каркас лопаток, на который наносится профилированный поверхностный слой связующего с армирующей тканью, или связующего с рубленым волокном.Known such blades, for example, Pat. Nos. 2517005 and 2516829. In the first patent, the composite blade is a tape of reinforcing material impregnated with a binder, wrapped around a rod, behind which the blade is attached to the crown disk. In the second patent (prototype), the composite blade or propeller consists of bundles of reinforcing material, impregnated with a binder and wrapped around the fastening sleeves. These elements represent the power frame of the blades, which is applied to the profiled surface layer of a binder with a reinforcing fabric, or a binder with chopped fiber.
Недостаток первого изобретения заключается в том, что лопатки в месте соприкосновения с диском подвергаются большим нагрузкам, и могут начать местно разрушаться. А недостатком второго изобретения применительно к лопаткам компрессоров является то, что, будучи закрепленными на диске, они за счет переходных режимов, за счет маневров самолета и от аэродинамических завихрений могут проворачиваться на крепежном болте, что может привести к износу втулки и болта в месте контакта.The disadvantage of the first invention lies in the fact that the blades at the point of contact with the disk are subjected to heavy loads, and can begin to break locally. A disadvantage of the second invention in relation to compressor blades is that, being fixed on the disk, they can be rotated on the mounting bolt due to transient modes, due to the maneuvers of the aircraft and from aerodynamic turbulence, which can lead to wear of the sleeve and the bolt at the point of contact.
Задача и технический результат изобретения - устранение обоих вышеописанных вариантов износа.The task and the technical result of the invention is the elimination of both of the above options for wear.
Первое отличие данной лопатки от прототипа в том, что вместо жгутов армирующего материала используются ленты.The first difference of this blade from the prototype is that instead of bundles of reinforcing material tapes are used.
Для этого, как и аналоги, композитная лопатка имеет втулку, на которой закреплены ленты армирующего материала, пропитанные связующим веществом, но внутри втулки имеет вкладыш из антифрикционного материала, например, из фторопласта или из медно-графитового материала.For this, like analogs, the composite blade has a sleeve on which tapes of reinforcing material are fixed, impregnated with a binder, but inside the sleeve has an insert made of antifriction material, for example, fluoroplastic or copper-graphite material.
Учитывая свойство хладотекучести фторопласта, заготовки из него при изготовлении следует армировать арамидными высокопрочными термостойкими волокнами, например рублеными вектраном, спектрой, зайлоном и т.п., или же рубленым стекловолокном или рубленым углеродным волокном.Considering the cold fluidity property of the fluoroplastic, billets from it should be reinforced during manufacture with aramid high-strength heat-resistant fibers, such as chopped vectran, spectrum, zylon, etc., or chopped fiberglass or chopped carbon fiber.
Для устранения местного износа в месте контакта лопатки с диском в месте этого контакта к диску или к лопатке приклеены или привулканизированы две накладки из эластичного материала, например, из термостойкой резины (400 град. С), причем эластичные накладки имеют утолщения в части, лежащей ближе к оси вращения диска (эти утолщения не дадут накладкам оторваться под действием центробежной силы при вращении диска), или же место соприкосновения накладки и диска имеет гребенчатую форму (с той же целью).To eliminate local wear and tear at the point of contact of the blade with the disk, two linings of elastic material, for example, heat-resistant rubber (400 degrees C), are glued or vulcanized at the point of this contact to the blade or blade, and the elastic plates have thickenings in the part lying closer to the axis of rotation of the disk (these thickenings will not allow the pads to come off under the action of centrifugal force during the rotation of the disk), or the contact between the lining and the disk has a comb shape (for the same purpose).
Для повышения точности сопряжения эластичной накладки с пазом для нее в диске компрессора, предпочтительнее приклеивать или привулканизировать накладки к диску, а не к лопатке.To improve the accuracy of the pairing of the elastic lining with a groove for it in the compressor disk, it is preferable to glue or vulcanize the lining to the disk rather than to the paddle.
Для предотвращения флаттерных автоколебаний лопатки аэродинамический фокус ее профиля в любом ее поперечном сечении должен находиться позади той точки поперечного сечения лопатки, при приложении поперечной нагрузки к которой лопатка линейно без закручивания деформируется как балка, то есть - лопатка равновелико деформируется во всех точках своего сечения. Направление «позади» при этом понимается относительно движения лопатки в окружающем воздухе. Назовем такую точку «точкой эквивалентной жесткости».To prevent the blade flutter oscillations, the aerodynamic focus of its profile in any cross section must be behind that cross section point of the blade, when a lateral load is applied to which the blade linearly without twisting deforms as a beam, i.e., the blade is equally deformed at all points of its section. The “behind” direction is understood with respect to the movement of the blade in the ambient air. We call such a point "a point of equivalent stiffness."
На прилагаемом эскизе показана лопатка. Лопатка состоит из лент 1 армирующего материала, например из вектрана, пропитанных связующим веществом, например термостойкой эпоксидной смолой, и обернутых вокруг втулки 2, внутри которой имеется антифрикционный вкладыш 3, например из медно-графитового материала. Лопатка с помощью болта (не показан на чертеже), вставляемого в антифрикционный вкладыш, крепится к диску 4. В местах контакта лопатки с диском (справа и слева на чертеже) в диске имеются вырезы показанной формы, в которые завулканизированы эластичные накладки 5 из термостойкой резины.The attached sketch shows the spatula. The blade consists of tapes 1 of reinforcing material, such as vectran, impregnated with a binder, such as heat-resistant epoxy resin, and wrapped around
Работают лопатки так: после закрепления болтом, который воспринимает центробежные и изгибающие усилия, лопатки своими боками опираются на эластичные накладки 5, которые равномерно распределяют рабочие нагрузки по поверхностям лопатки, а также хорошо демпфируют аэродинамические вибрационные нагрузки, возникающие от обтекания лопаток скоростным потоком воздуха.The blades work like this: after fixing with a bolt, which perceives centrifugal and bending forces, the blades rest on
Следует отметить одну технологическую особенность - ленты армирующего материала могут использоваться в виде готовых лент, а могут формироваться методом трехмерного плетения с образованием формы лопатки.It should be noted one technological feature - tapes of the reinforcing material can be used in the form of finished tapes, and can be formed by the method of three-dimensional weaving with the formation of the blade shape.
Ленты на некотором расстоянии (примерно 1-3 диаметра втулки от оси втулки) могут быть скреплены между собой путем прошивки на соответствующей размеру прошиваемого материала швейной машине.Ribbons at some distance (about 1-3 diameters of the sleeve from the axis of the sleeve) can be fastened together by stitching a sewing machine to the appropriate size of the material to be sewn.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018114360A RU2686644C1 (en) | 2018-04-18 | 2018-04-18 | Composite compressor blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018114360A RU2686644C1 (en) | 2018-04-18 | 2018-04-18 | Composite compressor blade |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2686644C1 true RU2686644C1 (en) | 2019-04-29 |
Family
ID=66430326
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018114360A RU2686644C1 (en) | 2018-04-18 | 2018-04-18 | Composite compressor blade |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2686644C1 (en) |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4022547A (en) * | 1975-10-02 | 1977-05-10 | General Electric Company | Composite blade employing biased layup |
RU2155281C1 (en) * | 1999-04-20 | 2000-08-27 | Научно-производственный комплекс "ТРИБОЛОГ" | Ball joint shell |
US20100284816A1 (en) * | 2008-01-04 | 2010-11-11 | Propheter-Hinckley Tracy A | Airfoil attachment |
US20140072443A1 (en) * | 2011-05-13 | 2014-03-13 | Herakles | Composite Turbomachine Blade with In-Built Root |
EP2977547A1 (en) * | 2014-07-22 | 2016-01-27 | United Technologies Corporation | Rotor blade dovetail with rounded bearing surfaces |
US20160146021A1 (en) * | 2014-11-20 | 2016-05-26 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Composite blades for gas turbine engines |
RU173895U1 (en) * | 2016-07-29 | 2017-09-18 | ООО "Малое и инновационное предприятие "Байкальский научный центр прочности" (ООО "МИП "БНЦП") | Self-lubricating plain bearing |
-
2018
- 2018-04-18 RU RU2018114360A patent/RU2686644C1/en active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4022547A (en) * | 1975-10-02 | 1977-05-10 | General Electric Company | Composite blade employing biased layup |
RU2155281C1 (en) * | 1999-04-20 | 2000-08-27 | Научно-производственный комплекс "ТРИБОЛОГ" | Ball joint shell |
US20100284816A1 (en) * | 2008-01-04 | 2010-11-11 | Propheter-Hinckley Tracy A | Airfoil attachment |
US20140072443A1 (en) * | 2011-05-13 | 2014-03-13 | Herakles | Composite Turbomachine Blade with In-Built Root |
EP2977547A1 (en) * | 2014-07-22 | 2016-01-27 | United Technologies Corporation | Rotor blade dovetail with rounded bearing surfaces |
US20160146021A1 (en) * | 2014-11-20 | 2016-05-26 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Composite blades for gas turbine engines |
RU173895U1 (en) * | 2016-07-29 | 2017-09-18 | ООО "Малое и инновационное предприятие "Байкальский научный центр прочности" (ООО "МИП "БНЦП") | Self-lubricating plain bearing |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4332525A (en) | Matched stiffness rotor flexbeam and blade system | |
KR101048618B1 (en) | Helicopter Rotor Blade Fatigue Tester | |
CA1042350A (en) | Transition reinforcement of composite blade dovetails | |
US3664764A (en) | Devices of fibrous-reinforced plastics material | |
CA2667469C (en) | Propeller blade retention | |
US9840921B2 (en) | Blade anchored securely in radial translation, propeller, turbine engine and aircraft | |
US5108262A (en) | High damping flexible propeller/impleller | |
US10480530B2 (en) | Fan Containment case for gas turbine engines | |
AU679105B2 (en) | A flexbeam for a helicopter bearingless main rotor assembly | |
US5096380A (en) | Composite flexbeam for a bearingless helicopter rotor | |
EP3401214B1 (en) | Tail rotor integrated damper attachment | |
JPH0118290B2 (en) | ||
EP3069989B1 (en) | Lightweight propeller blade with improved retention capacity | |
JPH11152098A (en) | Transmission for moving panel with solar cell installed on spacecraft | |
US10837457B2 (en) | Composite blade root stress reducing shim | |
RU2368791C2 (en) | System of locking gas turbine engine main shaft by hot-melt bearing | |
US10301014B2 (en) | Monolithic blade, a rotorcraft rotor fitted with such a monolithic blade, and an associated rotorcraft | |
CN104233955B (en) | For the spiral friction-type ground tackle of fiber-reinforced composite material rib drag-line | |
GB2026623A (en) | A Sandwich Structure Having an Arrangement for Applying Tensile Forces Thereto | |
WO2018113204A1 (en) | Centering fastener, methods for manufacturing and using same, and wind turbine | |
US4227859A (en) | Rotor for a gyroplane | |
RU2686644C1 (en) | Composite compressor blade | |
US20160047275A1 (en) | Composite attachment structure with 3d weave | |
GB1567968A (en) | Stressed skin elements such as wings or rotor blades | |
EP3095960B1 (en) | Vane connection part structure and jet engine utilizing same |