UA35380A

UA35380A - Blade of fan of turbo-jet two-contour engine

Info

Publication number: UA35380A
Application number: UA99105384A
Authority: UA
Inventors: Владислав Вадимович Панін; Владислав Вадимович Панин; Сергій Олексійович Дмитрієв; Сергей Алексеевич Дмитриев; Володимир Вікторович Козлов; Владимир Викторович Козлов; Іван Іванович Гвоздецький; Иван Иванович Гвоздецкий
Original assignee: Київський Міжнародний Університет Цивільної Авіації; Киевский международный университет гражданской авиации
Priority date: 1999-10-01
Filing date: 1999-10-01
Publication date: 2001-03-15

Abstract

The invention proposed relates to compressor building and aviation motor-building and can be used to increase the range of stable operation and increase of pressure of fans of two-circuit turbo-jet engines. Blade of fan has lock, nib.

Description

Запропонований винахід має відношення до компресоробудування та авіаційного моторобудування і може бути використаний для розширення діапазону стійкої роботи та підвищення напірності вентиляторів турбореактивних двоконтурних двигунів (ТРДД).The proposed invention is related to compressor construction and aircraft engine construction and can be used to expand the range of stable operation and increase the pressure of fans of turbojet two-circuit engines (TRDD).

Відомі лопатки вентиляторних ступеней, які мають передкрилки (1), та вентиляторні лопатки для ТРДД з високим ступенем двоконтурності, які мають роздвоєний профільний переріз в кореневій частині (2). Зазначені лопатки застосовують для розширення діапазону стійкої роботи вентиляторів.There are well-known vanes of fan stages, which have slats (1), and fan vanes for turbofan engines with a high degree of double-contouring, which have a bifurcated profile section in the root part (2). These blades are used to expand the range of stable operation of fans.

Крім того, розширення діапазону беззривних режимів забезпечується використанням поворотних робочих лопаток вентилятора |ЗІ.In addition, the expansion of the range of uninterrupted modes is provided by the use of rotary working blades of the |ZI fan.

Але ТРДД з поворотними робочими лопатками вентилятора конструктивно складний через необхідність застосування механізму повороту лопаток і редуктора між турбіною вентилятора та вентилятором, колова швидкість якого обмежена за умовами міцності.But a turbofan with rotating fan blades is structurally complex due to the need to use a blade rotation mechanism and a gearbox between the fan turbine and the fan, the rotational speed of which is limited by strength conditions.

Найбільш близькою до винаходу за технічною суттю та за резальтатом, що досягається при його використанні, є лопатка вентилятора з передкрютками ||, яка обрана в якості прототипу.The closest to the invention in terms of its technical essence and the result achieved when using it is the fan blade with pre-screws ||, which was chosen as a prototype.

До недоліків прототипу слід віднести складність забезпечення достатньої міцності та жорсткості конструкції при попаданні сторонніх предметів у двигун. Недоліком прототипу також є зменшення ККД ступені в периферійній частині. Де відносні швидкості надзвукові, а наявність геометричне незмінної системи з двох передніх кромок (лопатки та передкрилку) не дозволяє створити стійку систему косих стрибків ущільнення.The disadvantages of the prototype include the difficulty of ensuring sufficient strength and rigidity of the structure when foreign objects hit the engine. The disadvantage of the prototype is also a decrease in the efficiency of the stage in the peripheral part. Where the relative velocities are supersonic, and the presence of a geometrically unchanged system of two leading edges (blade and slat) does not allow creating a stable system of oblique sealing jumps.

Технічна задача винаходу полягає в збільшенні запасу газодинамічної стійкості і напірності вентиляторівThe technical task of the invention is to increase the margin of gas dynamic stability and pressure of fans

ТРДД високого ступеня двоконтурності.TRDD with a high degree of double-circuit.

В основу винаходу покладено завдання створити лопатку вентилятора ТРДД, в якій нове виконання передньої кромки (з напливом у кореневій частині) дозволило б забезпечити збільшення площі кореневого перерізу лопатки і утворити вихор, а отже, область низького статичного тиску, яка сприяє місцевому розгону потоку і затягує відрив примежового шару до більших кутів атаки, і за рахунок цього збільшуються міцність та запас стійкої роботи ступені вентилятора.The invention is based on the task of creating a turbofan fan blade, in which a new design of the leading edge (with inflow in the root part) would allow to increase the area of the root section of the blade and create a vortex, and therefore, a region of low static pressure, which contributes to the local acceleration of the flow and tightens detachment of the boundary layer to larger angles of attack, and due to this, the strength and margin of stable operation of the fan stage increase.

Поставлене завдання вирішується тим. що лопатка вентилятора ТРДД містить замок та перо, яке згідно з винаходом, має наплив на передній кромці.The task is solved by that the turbofan fan blade contains a lock and a feather, which, according to the invention, has an inflow on the leading edge.

На фіг. 1 схематично зображена ступень вентилятора сучасного ТРДД, в якій використана лопатка пропонованої конструкції.In fig. 1 schematically shows the fan stage of a modern turbofan, in which a blade of the proposed design is used.

На фіг. 2 зображено загальний вигляд лопатки вентилятора, що заявляється.In fig. 2 shows a general view of the claimed fan blade.

Лопатка, що заявляється, містить замок 1, наплив 2 та перо 3.The claimed blade includes a lock 1, an inflow 2 and a feather 3.

Розміри напливу визначаються, виходячи з умови утворення найбільш стійкого до руйнування вихоря, що стікає з передньої кромки напливу.The size of the inflow is determined based on the condition of the formation of the vortex most resistant to destruction, flowing from the leading edge of the inflow.

Радіальний розмір напливу гн обирається, виходячи з умови Ін Іс» де Ін - радіус, що визначає початок зони надзвукового обтікання лопатки, а також таким чином, щоб забезпечити вихід вихорю, що утворюється, у зовнішній контур двигуна вище розділювача потоків 4, радіус якого гр.The radial size of the inflow gn is chosen based on the condition In Is" where In is the radius that determines the beginning of the supersonic flow zone around the blade, and also in such a way as to ensure the exit of the resulting vortex into the outer circuit of the engine above the flow separator 4, the radius of which is gr .

Кут стріловидності напливу Ж змінюється від значення, близького до нуля біля втулки, до значення, близького до 907 в точці зламу передньої кромки, виходячи з того, що при х-90 досягається найменше співвідношення швидкості обертання частинок у вихорі та осьової складової швидкості повітря, а отже, 1 найбільша стійкість вихорю до руйнування |41.The angle of sweep of the inflow Ж changes from a value close to zero near the sleeve to a value close to 907 at the point of the leading edge break, based on the fact that at x-90 the smallest ratio of the speed of rotation of particles in the vortex and the axial component of the air speed is achieved, and therefore, 1 the greatest resistance of the vortex to destruction |41.

Робота пропонованої лопатки вентилятора ТРДД як відомо із теорії авіаційних двигунів І5). при суттєвому (на 15...20905) зменшенні частоти обертання ротора вентилятора (а відповідно і колової швидкості потоку), відносно розрахункових значень, спостерігається відносно більше зменшення осьової складової швидкості потоку.The operation of the proposed turbofan fan blade is known from the theory of aircraft engines I5). with a significant (by 15...20905) reduction in the rotation frequency of the fan rotor (and, accordingly, the circular speed of the flow), relative to the calculated values, a relatively greater decrease in the axial component of the flow speed is observed.

Внаслідок цього відбувається збільшення кута між вектором відносної швидкості потоку і хордою лопатки. При зростанні цього кута до критичних значень починається відрив потоку від випуклої поверхні профілю лопатки і перехід ступені вентилятора на неприпустимий нестійкий (зривний) режим роботи. Причому, у випадку лопаток вентилятора, що мають відносно велику довжину, зрив потоку починається переважно в периферійній частині лопатки (51.As a result, the angle between the relative flow velocity vector and the blade chord increases. When this angle increases to critical values, the separation of the flow from the convex surface of the blade profile begins and the transition of the fan stage to an unacceptable unstable (disruptive) mode of operation. Moreover, in the case of fan blades, which have a relatively long length, the flow disruption begins mainly in the peripheral part of the blade (51.

При обертанні пропонованої лопатки вентилятора з кутовою швидкістю 9 (фіг. 2) виникає різниця тисків повітря на увігнутій і випуклій частині не тільки пера 3, але і напливу 2. Внаслідок цього перепаду тиску на відносно низькому напливі 2 починається перетікання повітря з зони підвищеного тиску (на увігнутій поверхні профілю). до зони пониженого тиску (на випуклій поверхні профілю). Таке перетікання повітря утворює вихор, тобто спіралеподібний рух повітря, показаний на фіг 2. Швидкість руху повітря у вихорі збільшується, а його тиск - відповідно знижується.When rotating the proposed fan blade with an angular speed of 9 (Fig. 2), a difference in air pressure occurs on the concave and convex parts of not only the pen 3, but also the inflow 2. As a result of this pressure drop, air flows from the high pressure zone at a relatively low inflow 2 ( on the concave surface of the profile). to the zone of reduced pressure (on the convex surface of the profile). This flow of air forms a vortex, that is, a spiral movement of air, shown in Fig. 2. The speed of air movement in the vortex increases, and its pressure decreases accordingly.

Завдяки наявності цього вихору до зони пониженого тиску на випуклій поверхні пера лопатки надходить додаткова частина повітря, що збільшує місцеву осьову швидкість руху потоку на випуклій поверхні пера лопатки, віддаляючи таким чином початок відриву потоку від випуклої поверхні пера лопатки до більш низьких значень кутової швидкості 9» а значить і до більш низьких значень частоти обертання, тобто затягуючи зрив потоку і підвищуючи запас газодинамічної стійкості лопатки вентилятора.Due to the presence of this vortex, an additional part of the air enters the low pressure zone on the convex surface of the vane feather, which increases the local axial velocity of the flow on the convex surface of the vane feather, thus moving the beginning of flow separation from the convex surface of the vane feather to lower values of angular velocity 9" and therefore to lower values of the rotation frequency, i.e. prolonging the disruption of the flow and increasing the margin of gas-dynamic stability of the fan blade.

Збільшення міцності і жорсткості пропонованої лопатки відбувається завдяки тому, що наплив 2 збільшує площу тільки прикореневого перерізу лопатки, де колові швидкості, а значить і відцентрові сили. невеликі. Разом з тим, збільшення площі прикореневого перерізу лопатки з напливом обумовлює зменшення механічних напружень і деформації лопатки при дії відцентрових і газодинамічних навантажень,The increase in strength and rigidity of the proposed blade occurs due to the fact that flow 2 increases the area of only the basal cross-section of the blade, where the circular velocities, and hence the centrifugal forces. small At the same time, the increase in the area of the basal cross-section of the scapula with the influx leads to a decrease in mechanical stresses and deformation of the scapula under the action of centrifugal and gas-dynamic loads,

Запобігання негативного впливу вихорю, що створюється внаслідок наявності напливу, на роботу і вібраційний стан лопаток внутрішнього контуру, які встановлюються за вентилятором, забезпечується завдяки тому, що радіальний розмір напливу Гн (див Фіг. 1) перевищує радіус гр розділювача потоків 4. Внаслідок цього вихор, що відривається від лопатки вентилятора ТРДД з напливом, буде відводитись у зовнішній контур ТРДД, не викликаючи вібрації деталей компресора високого тиску.Prevention of the negative impact of the vortex, created due to the presence of the inflow, on the operation and vibration state of the blades of the internal circuit, which are installed behind the fan, is ensured by the fact that the radial size of the inflow Hn (see Fig. 1) exceeds the radius g of the flow separator 4. As a result, the vortex , coming off the turbocharger fan blade with inflow, will be diverted to the external circuit of the turbocharger without causing vibration of the high-pressure compressor parts.

На відміну від прототипу, в заявленій конструкції лопатки вентилятора ТРДД не буде також спостерігатись зниження ККД при роботі вентилятора при високих значеннях частоти обертання, тобто при надзвуковій відносній швидкості потоку. Пояснюється це тим, що в місці переходу від напливу 2 до пера 1 у цьому випадку буде утворюватись додатковий косий стрибок ущільнення. А утворення додаткових косих стрибків ущільнення, як показано в (5, стор. 93-96Ї, сприяє підвищенню ККД процесу стискування повітря при надзвуковому обтіканні лопатки,Unlike the prototype, in the declared design of the turbofan fan blade, there will also be no reduction in efficiency when the fan operates at high values of the rotation frequency, i.e. at supersonic relative flow speed. This is explained by the fact that in this case, an additional oblique jump of the seal will be formed at the point of transition from inflow 2 to pen 1. And the formation of additional oblique compression jumps, as shown in (5, pp. 93-96), contributes to increasing the efficiency of the air compression process during supersonic flow around the blade,

Дія напливу проявляється таким чином: за рахунок перетікання повітря через кромку напливу з області підвищеного тиску в область зменшеного тиску утворюється вихор і, отже, область низького статичного тиску, яка сприяє місцевому розгону потоку, що віддаляє відрив примежового шару до більших кутів атаки.The action of the inflow is manifested as follows: due to the flow of air through the edge of the inflow from the area of increased pressure to the area of reduced pressure, a vortex is formed and, therefore, an area of low static pressure, which contributes to the local acceleration of the flow, which moves the separation of the boundary layer to larger angles of attack.

Джерела інформації, які взяті до уваги при експертизі: 1. Іамог М.М., Мипіну К.5., Каг 5. Те іпігосіисійп ої Ієадіпд едде віаїв юЮ ітргоме Ше ой-девідп репогтегв ої ахіа! Пож/ Тапв /Лпі. Сопі. Рап Оез. Апа Аррі., сага, Зері., 1982. Стапіневіа. - 1982. - Р. 281-295 (прототип). 2. Пат. 2106193 Великобритания, МКИ РО105/14. Тигротаснпіпе гоїог Біаде /б5пеН Іеопагйа в(апієу (Великобритания); КоїІ5-Воусе 4. - Мо 8128947; Заявл. 14.09.82; Опубл. 07.04.83; НКИ РМ. 3. Пономарев Б.А. Настоящее и будущее авиационньїх двигателей. - М.: Воениздат, 1982. - С.197-199. 4. Чжен П.К. Отрьівньсе течения: Пер. с англ. - М.: Мир, 1973, том второй. - С. 207-211. 5. Нечаєв Ю.Н., Федоров Р.М. Теория авиационньх двигателей. Часть 1. - М.: "Машиностроение", 1977, С. 93-96 та с. 133-137. ! ; сп БІЙ | Л (Я ро ' пSources of information taken into account during the examination: 1. Iamog M.M., Mypinu K.5., Kag 5. Te ipigosiysiip oi Ieadipd edde viaiv yuYu itrgome She oi-devidp repogtegv oi ahia! Pozh/ Tapv/Lpi. Sopi Rap District Apa Arri., saga, Zeri., 1982. Stapinevia. - 1982. - R. 281-295 (prototype). 2. Pat. 2106193 Great Britain, MKY RO105/14. Tigrotasnpipe goiog Biade /b5peN Ieopagya v(apieu (Great Britain); KoiI5-Vouse 4. - Mo 8128947; Appl. 14.09.82; Publ. 07.04.83; NKI RM. 3. Ponomarev B.A. The present and future of aviation engines. - M.: Voenizdat, 1982. - pp. 197-199. 4. Zheng P.K. Otryivnse techeniya: Trans. from English - M.: Mir, 1973, volume two. - pp. 207-211. 5. Nechaev Y.N., Fedorov R.M. Theory of aviation engines. Part 1. - M.: "Mashinostroenie", 1977, pp. 93-96 and pp. 133-137. p

Фо біошиюшвийЬ 4 «щотьнй Ф у т плити о пилонщаннатнйше ЗFo bioshiyushviy 4 "each F u t slabs o pilonshchannatnyshe Z

Фіг. 1Fig. 1

ГА) зGA) with

Переткання хх 2 1 -Weaving xx 2 1 -

Фіг. 2Fig. 2

Claims

The fan blade of a turbojet two-circuit engine, containing a lock, a feather, differs in that it has an inflow on the leading edge in the root part.