SU987195A1 - Axial fan vane - Google Patents
Axial fan vane Download PDFInfo
- Publication number
- SU987195A1 SU987195A1 SU813339559A SU3339559A SU987195A1 SU 987195 A1 SU987195 A1 SU 987195A1 SU 813339559 A SU813339559 A SU 813339559A SU 3339559 A SU3339559 A SU 3339559A SU 987195 A1 SU987195 A1 SU 987195A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- axial fan
- blade
- flow
- fan vane
- feather
- Prior art date
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
(54) ЛОПАТКА ОСЕВОГО ВЕНТИЛЯТОРА(54) AXIAL FAN SHOOT
1one
Изобретение относитс к вентил торостроению , в частности, к лопаткам осевых вентил торов.The invention relates to a valve construction, in particular, to axial fan blades.
Известна лопатка осевого вентил тора, содержаща сплошное перо с выходной кромкой 1.A known axial fan blade containing a continuous feather with an output edge 1.
Однако такое выполнение пера создает неравномерность профил пол скоростей потока рабочей среды за лопаткой на нерасчетных углах атаки из-за срыва потока с выходной кромки пера, что приводит к повышению аэродинамического шума работы вентил тора.However, such an embodiment of the pen creates an uneven profile of the floor of the flow velocity of the working medium behind the blade at off-design angles of attack due to the disruption of flow from the output edge of the pen, which leads to an increase in the aerodynamic noise of the fan.
Известна также лопатка осевого вентил тора , содержаш,а полое перо с продольной ш.елью в выходной кромке и отверсти ми с одной из сторон пера 2.Also known is a blade of an axial fan, containing, and a hollow feather with a longitudinal slit in the exit edge and openings on one side of the feather 2.
Однако такое выполнение недостаточно снижает аэродинамический шум обтекани пера лопатки потоком в св зи с отрывом потока с пера на больших углах атаки.However, such an implementation does not sufficiently reduce the aerodynamic noise of the flow around the blade feather in connection with the separation of the flow from the feather at large angles of attack.
Цель изобретени - снижение аэродинамического шума и повышение устойчивости работы вентил тора.The purpose of the invention is to reduce aerodynamic noise and increase the stability of the fan.
Указанна цель достигаетс тем, что отверсти выполнены со стороны спинки пера , а шель расположена по всей его длине.This goal is achieved by the fact that the holes are made from the back of the pen, and the shell is located along its entire length.
На фиг. 1 схематически изображена лопатка вентил тора, обший вид; на фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1.FIG. 1 shows schematically a fan blade of a fan, a general view; in fig. 2 shows section A-A in FIG. one.
Лопатка осевого вентил тора содержитAxial fan blade contains
5 перо, внутри которого выполнена полость 2.5 feather, inside which the cavity 2.
В выходной кромке лопатки выполнена ш,ельIn the output edge of the blade is made w, spruce
3по всей длине Е пера 1. Со стороны спинки3po the entire length of the E pen 1. From the back
4пера 1 выполнены отверсти 5.4per 1 holes 5 are made.
10 При обтекании лопатки потоком рабочей среды на задней кромке создаетс разрежение . Давление в полости 2 будет ниже статического давлени потока на спинке 4, в св зи с чем через отверсти 5 часть основного потока из пограничного сло спинки 410 When a flow of fluid around the blade, a vacuum is created at the trailing edge. The pressure in the cavity 2 will be lower than the static pressure of the flow on the back of 4, in connection with which through the holes 5 a part of the main flow from the boundary layer of the back 4
5 перетекает в полость 2 с последуюш,им выходом через щель 3 в основной поток.5 flows into the cavity 2 with the subsequent, their exit through the slot 3 into the main stream.
Подача дополнительного расхода рабочей среды в кромочный след частично вы2Q равнивает эпюру скоростей основного потока за лопаткой, а отсос пограничного сло на спинке лопатки зат гивает его отрыв, что приводит к снижению уровн аэродинамического -ма и повышению устойчивости работы осевого вентил тора.The supply of additional flow of the working medium to the edge wedge partially partially equalizes the plot of the main flow velocities behind the blade, and the suction of the boundary layer on the back of the blade delays its separation, which leads to a decrease in the level of aerodynamic and increased stability of the axial fan.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU813339559A SU987195A1 (en) | 1981-09-28 | 1981-09-28 | Axial fan vane |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU813339559A SU987195A1 (en) | 1981-09-28 | 1981-09-28 | Axial fan vane |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU987195A1 true SU987195A1 (en) | 1983-01-07 |
Family
ID=20977338
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU813339559A SU987195A1 (en) | 1981-09-28 | 1981-09-28 | Axial fan vane |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU987195A1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2679098C2 (en) * | 2016-08-01 | 2019-02-05 | Алексей Анатольевич Пупынин | Blade with dilution channel |
-
1981
- 1981-09-28 SU SU813339559A patent/SU987195A1/en active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2679098C2 (en) * | 2016-08-01 | 2019-02-05 | Алексей Анатольевич Пупынин | Blade with dilution channel |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4616976A (en) | Cooled vane or blade for a gas turbine engine | |
US2934259A (en) | Compressor blading | |
US4826400A (en) | Curvilinear turbine airfoil | |
US2830754A (en) | Compressors | |
US3527543A (en) | Cooling of structural members particularly for gas turbine engines | |
US5370499A (en) | Film cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement | |
US3039736A (en) | Secondary flow control in fluid deflecting passages | |
US2720356A (en) | Continuous boundary layer control in compressors | |
US3930748A (en) | Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine | |
US3782852A (en) | Gas turbine engine blades | |
EP1947294B1 (en) | Airfoil with device against boundary layer separation | |
US3692425A (en) | Compressor for handling gases at velocities exceeding a sonic value | |
GB2418471A (en) | Bleeding a boundary layer from an aerofoil | |
US4368005A (en) | Rotary compressors | |
GB2112468A (en) | A coolable airfoil for a rotary machine | |
JPS61126302A (en) | Combustion turbine | |
JP2011102588A (en) | Centrifugal air flow control unit | |
US2933238A (en) | Axial flow compressors incorporating boundary layer control | |
JPH10274001A (en) | Turbulence promotion structure of cooling passage of blade inside gas turbine engine | |
US2994509A (en) | Variable area turbine nozzle | |
US4318669A (en) | Vane configuration for fluid wake re-energization | |
GB2127105A (en) | Improvements in cooled gas turbine engine aerofoils | |
US20210003074A1 (en) | Profiled structure and associated turbomachine | |
KR101889212B1 (en) | Turbine blade | |
US2749027A (en) | Compressor |