ЛОПАТКА РОТОРА ВЕНТИЛЯТОРА И ВЕНТИЛЯТОР
FAN ROTOR BLADE AND FAN

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к лопатке ротора вентилятора и т.п., используемой для вентилятора, который вовлекает воздух в проток внутреннего контура и проток наружного контура в картере двигателя авиационного двигателя.
Известный уровень техники
Проводятся различные разработки касательно форм лопаток ротора вентилятора. Авторы этой заявки разрабатывали и подавали заявки на патент касательно лопаток ротора вентилятора, которые обеспечивают достаточную конструктивную прочность и улучшают аэродинамические характеристики. Например, предшествующий уровень техники согласно публикации не прошедшей экспертизу заявки на патент (Япония) № 2007-315303 раскрывает лопатку ротора вентилятора, подробная конструкция которой является такой, как упомянуто ниже.
На стороне центральной втулки передней кромки лопатки ротора формируется вертикальная секция центральной втулки, которая является вертикальной относительно осевого центра вентилятора (осевого центра авиационного двигателя). Базовый край (внутренний край в диаметральном направлении) вертикальной секции центральной втулки размещается на крае центральной втулки передней кромки лопатки ротора. От верхнего края (внешнего края в диаметральном направлении) вертикальной секции центральной втулки к стороне полуразмаха передней кромки лопатки ротора формируется секция полуразмаха с наклоном назад. Секция полуразмаха с наклоном назад наклонена назад, так что ее верхний край размещается позади (ниже по потоку от) ее базового края. Дополнительно, от верхнего края секции полуразмаха с наклоном назад к краю законцовки передней кромки лопатки ротора формируется секция законцовки с наклоном вперед. Секция законцовки с наклоном вперед наклонена вперед, так что ее верхний край размещается впереди ее базового края.
Вертикальная секция центральной втулки является вертикальной относительно осевого центра вентилятора, и по сравнению с наклоном стороны центральной втулки (боковой секции центральной втулки) передней кромки лопатки ротора назад без формирования вертикальной секции центральной втулки на стороне центральной втулки передней кромки лопатки ротора, достаточная длина хорды обеспечивается на стороне центральной втулки лопатки ротора вентилятора. Поскольку секция законцовки с наклоном вперед наклонена вперед, скорость притока воздуха на стороне законцовки становится меньше по сравнению с наклоном стороны законцовки (секции стороны законцовки) передней кромки лопатки ротора назад, чтобы за счет этого уменьшать потери в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки ротора вентилятора. Поскольку секция полуразмаха с наклоном назад наклонена назад, не допускается смещение вперед барицентра лопатки ротора вентилятора вследствие формирования секции законцовки с наклоном вперед, что уменьшает механическое напряжение вокруг края центральной втулки передней кромки лопатки ротора. Это приводит к обеспечению достаточной конструктивной прочности для лопатки ротора вентилятора и улучшению ее аэродинамических характеристик, таких как отношение давлений на стороне центральной втулки, эффективность работы вентилятора на стороне кончика и т.п.
Сущность изобретения
Задачи, решаемые изобретением
В последние годы ужесточается требование по повышению эффективности работы авиационных двигателей. Соответственно, требуется обеспечивать достаточную конструктивную прочность лопатки ротора вентилятора и еще более улучшать аэродинамические характеристики лопатки ротора вентилятора, в частности эффективность работы вентилятора на стороне законцовки.
Настоящее изобретение предоставляет новую лопатку ротора вентилятора и т.п., которая удовлетворяет вышеуказанным требованиям.
Средство для решения задач
Согласно техническому аспекту настоящего изобретения предусмотрена лопатка ротора вентилятора, используемая для вентилятора, который вовлекает воздух в кольцевой проток внутреннего контура, который формируется в картере двигателя авиационного двигателя, и кольцевой проток наружного контура, который формируется в картере двигателя концентрически и за пределами протока внутреннего контура. Лопатка ротора вентилятора имеет переднюю кромку лопатки ротора, которая включает в себя вертикальную секцию центральной втулки, которая формируется на стороне центральной втулки и является практически вертикальной относительно осевого центра вентилятора (осевого центра авиационного двигателя), секцию полуразмаха с наклоном назад, которая формируется от дальнего края (внешнего края в диаметральном направлении) вертикальной секции центральной втулки к стороне полуразмаха и наклонена назад (приобретает стреловидность), так что ее дальний край размещается позади (дальше по потоку) ее ближнего края (внутреннего края в диаметральном направлении), секцию законцовки с наклоном вперед, которая формируется от дальнего края секции полуразмаха с наклоном назад к стороне законцовки и наклонена вперед (приобретает стреловидность), так что ее дальний край размещается впереди (выше по потоку) ее основания, и секцию центральной втулки с наклоном назад, которая формируется от края центральной втулки к ближнему краю вертикальной секции центральной втулки и наклонена назад, так что ее дальний край размещается позади ее ближнего края.
В этом подробном описании и формуле изобретения, "лопатка ротора вентилятора" не только означает лопатку ротора вентилятора в узком смысле, но также и охватывает лопатку ротора компрессора. "Вертикально относительно осевого центра вентилятора" охватывает диапазон в плюс/минус пять градусов относительно плоскости, которая является нормальной относительно осевого центра вентилятора. "Выше по потоку" означает сторону впуска в главном направлении протекания, а "дальше по потоку" означает сторону выпуска в главном направлении протекания.
Согласно другому аспекту настоящего изобретения предусмотрен вентилятор, который вовлекает воздух в кольцевой проток внутреннего контура, который формируется в картере двигателя авиационного двигателя, и проток наружного контура, который формируется в картере двигателя концентрически и за пределами протока внутреннего контура. Вентилятор включает в себя диск вентилятора, который выполнен с возможностью вращения вокруг осевого центра в картере двигателя и содержит множество посадочных пазов на своей внешней периферийной поверхности через регулярные интервалы в направлении вдоль окружности, и вышеуказанную лопатку ротора вентилятора, которая вставляется в каждый из посадочных пазов диска вентилятора.
Краткое описание чертежей
Фиг. 1 является видом сбоку лопатки ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг. 2 является видом сбоку в частичном разрезе передней части авиационного двигателя согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг. 3(a) является видом, иллюстрирующим взаимосвязь между длиной в осевом направлении от предварительно определенной позиции до передней кромки лопатки ротора и коэффициентом размаха передней кромки лопатки ротора вентилятора, а фиг. 3(b) является видом, иллюстрирующим взаимосвязь между углом стреловидности передней кромки лопатки ротора вентилятора и коэффициентом размаха передней кромки лопатки ротора вентилятора.
Фиг. 4 является видом сбоку лопатки ротора вентилятора согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения.
Фиг. 5(a) является видом вдоль линии V-V по фиг. 4, а фиг. 5(b) является видом, соответствующим фиг. 5(a) и иллюстрирующим случай без секции центральной втулки с наклоном назад.
Фиг. 6 является видом, иллюстрирующим взаимосвязь между эффективностью работы вентилятора лопатки ротора вентилятора и коэффициентом размаха передней кромки лопатки ротора для лопатки ротора вентилятора.
Фиг. 7(a) является видом, иллюстрирующим состояние распределения механических напряжений на задней поверхности лопатки ротора вентилятора согласно варианту осуществления в ходе работы вентилятора, а фиг. 7(b) является видом, иллюстрирующим состояние распределения механических напряжений на задней поверхности лопатки ротора вентилятора согласно сравнительному примеру в ходе работы вентилятора.
Предпочтительные варианты осуществления изобретения
Первый вариант осуществления
Первый вариант осуществления настоящего изобретения поясняется со ссылкой на фиг. 1 - фиг. 3(a) и 3(b). На чертежах "FF" указывает направление вперед, а "FR" - направление назад.
Как проиллюстрировано на фиг. 2, вентилятор 1 согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения вовлекает воздух в кольцевой проток 5 внутреннего контура (главный проток), который формируется в картере 3 двигателя авиационного двигателя, и проток 7 наружного контура, который формируется в картере 3 двигателя концентрически и за пределами протока 5 внутреннего контура. Картер 3 двигателя имеет цилиндрический обтекатель 9 внутреннего контура, цилиндрический кожух 13 вентилятора, размещаемый за пределами цилиндрического обтекателя 9 внутреннего контура таким образом, что он окружает его через множество (проиллюстрирована только одна) распорок 11 и т.п. Проток 5 внутреннего контура задается в обтекателе 9 внутреннего контура, и проток 7 наружного контура задается за счет наружной стенки обтекателя 9 внутреннего контура и внутренней стенки кожуха 13 вентилятора. Кратко поясняется конфигурация вентилятора 1 согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.
Перед обтекателем 9 внутреннего контура размещается диск 15 вентилятора с возможностью вращения через подшипник 17. Диск 15 вентилятора концентрически и неразъемно соединяется с несколькими ступенями роторов турбины низкого давления (не проиллюстрированы) для турбины низкого давления (не проиллюстрирована), размещаемой сзади вентилятора 1. На внешней периферийной поверхности диска 15 вентилятора формируется множество посадочных пазов 19 (посадочных углублений) через регулярные интервалы в направлении вдоль окружности.
В каждый из посадочных пазов 19 диска 15 вентилятора вставляется лопатка 21 ротора вентилятора. Между нижней поверхностью (внутренней поверхностью) каждого посадочного паза 19 диска 15 вентилятора и каждой лопаткой 21 ротора вентилятора размещается множество прокладок 23 в позициях спереди и сзади. Передняя сторона диска 15 вентилятора является неразъемной с кольцевым передним держателем 25 так, что они поддерживают множество лопаток 21 ротора вентилятора спереди. Задняя сторона диска 15 вентилятора является неразъемной с кольцевым задним держателем 27 так, что они поддерживают множество лопаток 21 ротора вентилятора сзади. Передний держатель 25 неразъемно соединяется с носовым обтекателем 29. Задний держатель 27 концентрически и неразъемно соединяется с ротором 33 компрессора низкого давления для компрессора 31 низкого давления, размещаемого сзади вентилятора 1.
Соответственно, когда авиационный двигатель запускается так, что он вращает диск 15 вентилятора, множество лопаток 21 ротора вентилятора вращаются вместе с диском 15 вентилятора, чтобы вовлекать воздух в проток 5 внутреннего контура и проток 7 наружного контура.
Поясняются конфигурация и т.п. лопатки 21 ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.
Как проиллюстрировано на фиг. 1 и 2, лопатка 21 ротора вентилятора используется для вентилятора 1, как упомянуто выше, и изготавливается из металла, такого как титановый сплав. Лопатка 21 ротора вентилятора имеет корпус 35 лопатки. Корпус 35 лопатки имеет на одной стороне заднюю поверхность 37 (поверхность на стороне отрицательного давления), а на другой стороне переднюю поверхность 39 (поверхность на стороне положительного давления). Передняя кромка корпуса 35 лопатки является передней кромкой 41 лопатки ротора для лопатки 21 ротора вентилятора, а задняя кромка корпуса 35 лопатки является задней кромкой 43 лопатки ротора для лопатки 21 ротора вентилятора. Сторона базового края корпуса 35 лопатки является неразъемной с хвостовиком 45 лопатки. Хвостовик 45 лопатки имеет форму типа "ласточкин хвост" 47 с возможностью вставки в посадочный паз 19 диска 15 вентилятора. Граница (платформа) между корпусом 35 лопатки и хвостовиком 45 лопатки находится на удлинении поверхности внутренней стенки протока 5 внутреннего контура.
Как проиллюстрировано на фиг. 1, 3(a) и 3(b), на стороне центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора формируется вертикальная секция 49 центральной втулки. Вертикальная секция 49 центральной втулки является практически нормальной относительно осевого центра S вентилятора 1 (осевого центра авиационного двигателя). Другими словами, вертикальная секция 49 центральной втулки задается в диапазоне плюс/минус пять градусов относительно плоскости, которая является вертикальной относительно осевого центра вентилятора 1.
От дальнего края (внешнего края в диаметральном направлении) вертикальной секции 49 центральной втулки к стороне полуразмаха передней кромки 41 лопатки ротора формируется секция 51 полуразмаха с наклоном назад. Секция 51 полуразмаха с наклоном назад плавно соединяется с вертикальной секцией 49 центральной втулки и наклонена назад, так что ее дальний край размещается позади (дальше по потоку) ее ближнего края (внутреннего края в диаметральном направлении). Другими словами, секция 51 полуразмаха с наклоном назад приобретает обратную стреловидность, так что она получает угол обратной стреловидности. Значение угла θm наклона вперед (угла обратной стреловидности) секции 51 полуразмаха с наклоном назад постепенно увеличивается к стороне отрицательных значений от стороны ближнего края в направлении стороны дальнего края, достигает максимального значения и постепенно становится меньшим в направлении стороны дальнего края.
Соответственно, виртуальная кривая, задающая кромку на стороне центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора, имеет минимальный угол стреловидности в секции 51 полуразмаха с наклоном назад, как проиллюстрировано на фиг. 3(b).
От верхнего края секции 51 полуразмаха с наклоном назад к краю законцовки (стороне законцовки) передней кромки 41 лопатки ротора формируется секция 53 кончика с наклоном вперед. Секция 53 законцовки с наклоном вперед плавно соединяется с секцией 51 полуразмаха с наклоном назад и наклонена вперед, так что ее верхний край размещается впереди (выше по потоку) ее базового края. Другими словами, угол θth стреловидности секции 53 законцовки с наклоном вперед имеет положительное значение. Угол наклона вперед (угол прямой стреловидности) секции 53 законцовки с наклоном вперед постепенно становится большим от стороны ближнего края к стороне дальнего края.
От края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора к базовому краю вертикальной секции 49 центральной втулки формируется секция 55 центральной втулки с наклоном назад. Секция 55 центральной втулки с наклоном назад плавно соединяется с вертикальной секцией 49 центральной втулки и наклонена назад, так что ее дальний край размещается позади ее ближнего края.
Угол θh наклона назад (угол обратной стреловидности) секции 55 центральной втулки с наклоном назад становится максимальным на стороне ближнего края, так что он имеет минимальное значение. После этого угол постепенно становится большим к вертикальной секции 49 центральной втулки и плавно соединяется с вертикальной секцией 49 центральной втулки, имеющей угол θh стреловидности около нуля. Соответственно, виртуальная кривая, задающая кромку на стороне центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора, имеет максимальное значение для угла θh стреловидности в области, идущей от секции 55 центральной втулки с наклоном назад к вертикальной секции 49 центральной втулки к секции 51 полуразмаха с наклоном назад, как проиллюстрировано на фиг. 3(b). Это приводит к формированию на задней поверхности лопатки 21 ротора вентилятора распределения статического давления, которое позволяет прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки и уменьшать отрыв (отрыв воздушного потока) на стороне центральной втулки.
Вертикальная секция 49 центральной втулки, секция 51 полуразмаха с наклоном назад и т.п. задаются относительно полной длины LA размаха и т.п., как упомянуто ниже.
Для вертикальной секции 49 центральной втулки длина L1 размаха от края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора до верхнего края вертикальной секции 49 центральной втулки задается равной 20-50%, предпочтительно 30-40% от полной длины LA размаха передней кромки 41 лопатки ротора.
Причина задания длины L1 размаха, равной 20% от полной длины LA размаха или более, состоит в том, что ее задание меньше 20% затрудняет улучшение в достаточной степени соотношения давлений на стороне центральной втулки. Причина задания длины L1 размаха, равной 50% от полной длины LA размаха или менее, состоит в том, что ее задание больше 50% приводит к сокращению длины размаха секции 51 полуразмаха с наклоном назад и смещению барицентра лопатки 21 ротора вентилятора в направлении вперед, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение может быть создано вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора.
Для секции 51 полуразмаха с наклоном назад максимальное значение угла θm наклона назад секции 51 полуразмаха с наклоном назад задается равным 5-45 градусам, предпочтительно 10-20 градусам. Причина задания максимального значения угла θm наклона назад секции 51 полуразмаха с наклоном назад, равным 5 градусам или более, состоит в том, что его задание меньше 5 градусов приводит к смещению барицентра лопатки 21 ротора вентилятора в направлении вперед вследствие формирования секции 53 законцовки с наклоном вперед, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение может быть создано вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора. Причина задания максимального угла θm наклона назад секции полуразмаха 51 с наклоном назад, равным 45 градусам или менее, состоит в том, что его задание больше 45 градусов приводит к такой проблеме, что барицентр лопатки 21 ротора вентилятора смещается в обратном направлении, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение создается вокруг края центральной втулки задней кромки 43 лопатки ротора.
Для секции 53 законцовки с наклоном вперед длина L2 размаха от края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора до ближнего края (внутреннего края в диаметральном направлении) секции 53 законцовки с наклоном вперед задается равной 60-90%, предпочтительно 75-85% от полной длины LA размаха передней кромки 41 лопатки ротора. Причина задания длины L2 размаха равной 60% от полной длины LA размаха или более состоит в том, что ее задание меньше 60% от полной длины LA размаха приводит к смещению барицентра лопатки 21 ротора вентилятора в прямом направлении вследствие формирования секции 53 законцовки с наклоном вперед, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение может быть создано вокруг края центральной втулки у передней кромки 41 лопатки ротора. Причина задания длины L2 размаха равной 90% от полной длины LA размаха или менее состоит в том, что ее задание больше 90% от полной длины LA размаха приводит к повышению скорости впуска воздуха на стороне законцовки, тем самым затрудняя уменьшение в достаточной степени потерь в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки 21 ротора вентилятора.
Максимальное значение угла θt наклона вперед (угла прямой стреловидности) секции 53 законцовки с наклоном вперед задается равным 5-45 градусам, предпочтительно 10-20 градусам. Причина задания максимального значения угла θt наклона вперед секции 53 законцовки с наклоном вперед, равным 5 градусам или более, состоит в том, что его задание меньше 5 градусов приводит к повышению скорости впуска воздуха на стороне законцовки, тем самым затрудняя уменьшение в достаточной степени потерь в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки 21 ротора вентилятора. Причина задания максимального значения угла θt наклона вперед секции законцовки с наклоном вперед, равным 45 градусам или менее, состоит в том, что его задание больше 45 градусов приводит к смещению барицентра лопатки 21 ротора вентилятора в прямом направлении вследствие формирования секции 53 законцовки с наклоном вперед, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение может быть создано вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора.
Для секции 55 центральной втулки с наклоном назад длина L3 размаха от края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора до дальнего края секции 55 центральной втулки с наклоном назад задается равной 5-25%, предпочтительно 10-20% от полной длины размаха передней кромки 41 лопатки ротора. Причина задания длины L3 размаха, равной 5% от полной длины размаха или более, состоит в том, что ее задание меньше 5% от полной длины размаха приводит к затруднению формирования распределения статического давления на задней поверхности лопатки 21 ротора вентилятора таким образом, чтобы прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки. Причина задания длины L3 размаха равной 25% от полной длины размаха или менее состоит в том, что ее задание больше 25% от полной длины размаха приводит к сокращению длины размаха вертикальной секции 49 центральной втулки, тем самым затрудняя повышение в достаточной степени соотношения давлений на стороне центральной втулки.
Максимальное значение угла θh наклона назад секции 55 центральной втулки с наклоном назад задается равным 5-45 градусам, предпочтительно, 15-25 градусам. Причина задания максимального значения угла θh наклона назад секции 55 центральной втулки с наклоном назад, равным 5-45 градусам, состоит в том, что его задание меньше 5 градусов или больше 45 градусов приводит к затруднению создания, на задней поверхности лопатки 21 ротора вентилятора, распределения статического давления, которое позволяет прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки.
Поясняются работа и преимущества первого варианта осуществления настоящего изобретения.
Вертикальная секция 49 центральной втулки является вертикальной относительно осевого центра S вентилятора 1, секция 53 законцовки с наклоном вперед наклонена вперед, и секция 51 полуразмаха с наклоном назад наклонена назад. Соответственно, аналогично лопатке ротора турбины вышеуказанного предшествующего уровня техники в заявке, поданной авторами этой заявки, уменьшается механическое напряжение вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора, обеспечивается достаточная длина хорды на стороне центральной втулки лопатки 21 ротора вентилятора и уменьшаются потери в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки 21 ротора вентилятора.
Поскольку секция 55 центральной втулки с наклоном назад наклонена назад, распределение статического давления таким образом, чтобы прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки, создается на задней поверхности лопатки 21 ротора вентилятора, чтобы уменьшать отрыв на стороне центральной втулки.
Соответственно, первый вариант осуществления настоящего изобретения допускает уменьшение механического напряжения вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора, обеспечение достаточной длины хорды на стороне центральной втулки лопатки 21 ротора вентилятора и уменьшение потерь в результате ударной волны на стороне кончика лопатки 21 ротора вентилятора. Кроме того, как поясняется ниже, отрыв на стороне центральной втулки уменьшается, и, следовательно, обеспечивается достаточная конструктивная прочность лопатки 21 ротора вентилятора, улучшаются аэродинамические характеристики лопатки 21 ротора вентилятора, в частности повышается эффективность работы вентилятора со стороны законцовки, что обеспечивает существенный рост эффективности работы авиационного двигателя.
Второй вариант осуществления
Второй вариант осуществления настоящего изобретения поясняется со ссылкой на фиг. 4, 5(a) и 5(b).
Как проиллюстрировано на фиг. 4, лопатка 57 ротора вентилятора согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения используется для вентилятора 1 авиационного двигателя аналогично лопатке 21 ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения. Подробная конструкция лопатки 57 ротора вентилятора поясняется ниже.
Лопатка 57 ротора вентилятора имеет корпус 59 лопатки. Корпус 59 лопатки изготавливается из композиционного материала на основе термореактивной смолы, такой как эпоксидная смола, феноловая смола, полиимидная смола и т.п., либо на основе термопластической смолы, такой как полиэфирэфиркетон, полифениленсульфид и т.п., и армирующего волокна, такого как углеродное волокно, арамидное волокно, стекловолокно и т.п. Корпус 59 лопатки имеет пластинчатую конструкцию (многослойную конструкцию) в направлении толщины (направлении толщины корпуса 59 лопатки). Корпус 59 лопатки имеет на одной стороне заднюю поверхность 61 (поверхность на стороне отрицательного давления), а на другой стороне переднюю поверхность 63 (поверхность на стороне положительного давления). Задняя кромка корпуса 59 лопатки является задней кромкой 65 лопатки ротора для лопатки 57 ротора вентилятора.
На стороне ближнего края корпуса 59 лопатки неразъемно формируется хвостовик 67 лопатки. Аналогично корпусу 59 лопатки хвостовик 67 лопатки изготавливается из композиционного материала на основе термореактивной смолы или термопластической смолы и армирующего волокна и имеет пластинчатую конструкцию в направлении толщины (направлении толщины хвостовика 67 лопатки). Хвостовик 67 лопатки имеет форму типа "ласточкин хвост" 69 с возможностью вставки в посадочный паз 19 диска 15 вентилятора. Поверхность раздела между корпусом 59 лопатки и хвостовиком 67 лопатки находится на удлинении поверхности внутренней стенки протока 5 внутреннего контура (см. фиг. 2).
На стороне передней кромки корпуса 59 лопатки размещается обшивка 71 со слоистым связующим, так что она защищает сторону передней кромки корпуса 59 лопатки. Обшивка 71 изготавливается из металла, такого как титановый сплав. Внутренняя часть обшивки 71 является полой. Внутренняя часть обшивки 71 может быть сплошной или может содержать амортизационный материал (не проиллюстрирован).
Передняя кромка обшивки 71 является передней кромкой 73 лопатки ротора для лопатки 57 ротора вентилятора. На стороне центральной втулки передней кромки 73 лопатки ротора (передней кромки обшивки 71) формируется вертикальная секция 75 центральной втулки. От верхнего края (внешнего края в диаметральном направлении) вертикальной секции 75 центральной втулки к стороне полуразмаха передней кромки 73 лопатки ротора формируется секция 77 полуразмаха с наклоном назад. От дальнего края секции 77 полуразмаха с наклоном назад к краю законцовки (стороне законцовки) передней кромки 73 лопатки ротора формируется секция 79 законцовки с наклоном вперед. От края центральной втулки передней кромки 73 лопатки ротора к ближнему краю вертикальной секции 75 центральной втулки формируется секция 81 центральной втулки с наклоном назад. Вертикальная секция 75 центральной втулки, секция 77 полуразмаха с наклоном назад, секция 79 законцовки с наклоном вперед и секция 81 центральной втулки с наклоном назад имеют конфигурации, аналогичные конфигурациям вертикальной секции 49 центральной втулки, секции 51 полуразмаха с наклоном назад, секции 53 законцовки с наклоном вперед и секции 55 центральной втулки с наклоном назад, соответственно, передней кромки 41 лопатки ротора для лопатки 21 ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.
Согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения вертикальная секция 75 центральной втулки и т.п. имеют, как упомянуто выше, конфигурации, аналогичные конфигурациям вертикальной секции 49 центральной втулки и т.п. передней кромки 41 лопатки ротора для лопатки 21 ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения, тем самым обеспечивая режим работы и преимущества, аналогичные режиму работы и преимуществам первого варианта осуществления настоящего изобретения.
От края центральной втулки передней кромки обшивки 71 к ближнему краю вертикальной секции 75 центральной втулки формируется секция 81 центральной втулки с наклоном назад. По сравнению с корпусом, имеющим секцию 81 центральной втулки с наклоном назад вдоль передней кромки обшивки 71, как проиллюстрировано на фиг. 5(a) и 5(b), край центральной втулки и его окрестности передней кромки корпуса 59 лопатки отстоят на большом расстоянии от передней кромки обшивки 71. Это приводит к утолщению окрестности края центральной втулки передней кромки корпуса 59 лопатки, обеспечению достаточной конструктивной прочности корпуса 59 лопатки, изготовленного из композиционного материала, и повышению износостойкости лопатки 57 ротора вентилятора.
Настоящее изобретение не ограничено вышеприведенными вариантами осуществления и осуществляется в различных формах. Объем права настоящего изобретения не ограничен вариантами осуществления.
Оценка изобретения
Варианты осуществления настоящего изобретения поясняются со ссылкой на фиг. 6, 7(a) и 7(b).
Длина L1 размаха задается равной 37% от полной длины LA размаха, максимальное значение угла θm наклона назад - равным 15 градусам, длина L2 размаха - равной 80% от полной длины LA размаха, максимальное значение угла θt наклона вперед - равным 15 градусам, длина L3 размаха - равной 15% от полной длины размаха, и максимальное значение угла θh наклона назад - равным 23 градусам, чтобы подготавливать лопатку 21 ротора вентилятора (лопатка ротора вентилятора согласно варианту осуществления). Кроме того, лопатка ротора вентилятора (лопатка ротора вентилятора согласно сравнительному примеру) подготавливается в конфигурации, идентичной конфигурации лопатки ротора вентилятора согласно варианту осуществления, за исключением того, что опускается секция центральной втулки с наклоном назад. Эти лопатки ротора вентилятора анализируются. Эффективность работы вентилятора от коэффициента размаха в 0,00 (край центральной втулки) до коэффициента размаха в 0,10 подвергается трехмерному анализу на основе CFD (вычислительной гидрогазодинамики) вязкой текучей среды в установившемся режиме. Его результат обобщается на фиг. 6. А именно, по сравнению с лопаткой ротора вентилятора согласно сравнительному примеру лопатка ротора вентилятора согласно настоящему варианту осуществления повышает эффективность работы вентилятора со стороны центральной втулки (зона A, обведенная штрихпунктирной линией на фиг. 6).
Для лопатки ротора вентилятора согласно варианту осуществления и лопатки ротора вентилятора согласно сравнительному примеру конструктивно анализируется распределение механических напряжений на задней поверхности в ходе работы вентилятора (в ходе работы авиационного двигателя). Результат этого проиллюстрирован на фиг. 7(a) и 7(b). А именно, лопатка ротора вентилятора согласно варианту осуществления не формирует чрезмерного механического напряжения вдоль передней кромки лопатки ротора, как это происходит в лопатке ротора вентилятора согласно сравнительному примеру. На фиг. 7(a) и 7(b) числа от 0,2 до 1,0 указывают уровни механического напряжения.
Хотя не проиллюстрировано, длина L1 размаха задается равной 30-40% от полной длины LA размаха, максимальное значение угла θm наклона назад - равным 10-20 градусам, длина L2 размаха - равной 75-85% от полной длины LA размаха, максимальное значение угла θt наклона вперед - равным 10-20 градусам, длина L3 размаха - равной 10-20% от полной длины размаха и максимальное значение угла θh наклона назад - равным 15-25 градусам, чтобы подготавливать лопатку 21 ротора вентилятора, и получаются аналогичные аналитические результаты.
Согласно первому техническому аспекту настоящего изобретения вертикальная секция центральной втулки является вертикальной относительно осевого центра вентилятора, секция законцовки с наклоном вперед наклонена вперед, и секция полуразмаха с наклоном назад наклонена назад. Соответственно, аналогично лопатке ротора турбины согласно вышеуказанному предшествующему уровню техники в заявке, поданной авторами этой заявки, этот аспект настоящего изобретения допускает уменьшение механического напряжения вокруг края центральной втулки передней кромки лопатки ротора, обеспечение достаточной длины хорды на стороне центральной втулки лопатки ротора вентилятора и уменьшение потерь в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки ротора вентилятора. Помимо этого, секция центральной втулки с наклоном назад наклонена назад, и, следовательно, распределение статического давления, которое позволяет прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки, формируется на задней поверхности лопатки ротора вентилятора, тем самым уменьшая отрыв (отрыв воздушного потока) на стороне центральной втулки.
Согласно второму техническому аспекту настоящего изобретения, в дополнение к преимуществам первого технического аспекта, авиационный двигатель запускается так, что он вращает диск вентилятора таким образом, что множество лопаток ротора вентилятора вращается вместе с диском вентилятора, чтобы вовлекать воздух в проток внутреннего контура и проток наружного контура.
Настоящее изобретение допускает уменьшение механического напряжения вокруг края центральной втулки передней кромки лопатки ротора, обеспечение достаточной длины хорды на стороне центральной втулки лопатки ротора вентилятора, уменьшение потерь в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки ротора вентилятора и минимизацию отрыва на стороне центральной втулки. Соответственно, настоящее изобретение допускает обеспечение достаточной конструктивной прочности лопатки ротора вентилятора, улучшение аэродинамических характеристик лопатки ротора вентилятора, в частности повышение эффективности работы вентилятора со стороны законцовки и за счет этого обеспечение роста эффективности работы авиационного двигателя.
Указание для США
В соответствии с указанием для США эта международная заявка на патент притязает согласно 35 U.S.C. 119(a) на приоритет заявки на патент (Япония) № 2010-292658, поданной 28 декабря 2010 года, содержание которой содержится в данном документе по ссылке.