АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ КОМПРЕССОРА
AERODYNAMIC PROFILE OF COMPRESSOR

Область техники
Настоящее изобретение относится к аэродинамическому профилю компрессора.
В частности, оно относится к лопатке ротора аэродинамического профиля компрессора и/или лопасти статора аэродинамического профиля компрессора для турбинного двигателя и/или узла ротора компрессора.
Уровень техники
Компрессор газотурбинного двигателя содержит компоненты ротора, включающие в себя лопатки ротора и барабан ротора, и компоненты статора, включающие в себя лопасти статора и корпус статора. Компрессор расположен вокруг оси вращения с несколькими чередующимися ступенями лопаток ротора и лопастей статора, и каждая ступень содержит аэродинамический профиль.
Эффективность компрессора находится под влиянием рабочих зазоров или радиального зазора на вершине между его компонентами ротора и статора. Радиальный зазор или зазор между лопатками ротора и корпусом статора и между лопастями статора и барабаном ротора установлен как можно меньшим для минимизации утечки через вершину рабочих газов, но достаточно большим для избежания значительного трения, которое может повреждать компоненты. Разность давлений между нагнетающей стороной и засасывающей стороной аэродинамического профиля заставляет рабочий газ утекать через зазор на вершине. Этот поток рабочего газа или утечка через вершину генерирует аэродинамические потери из–за ее вязкого взаимодействия в пределах зазора на вершине и с основным потоком рабочего газа особенно на выходе из зазора на вершине. Это вязкое взаимодействие вызывает потерю эффективности ступени компрессора и впоследствии уменьшает эффективность газотурбинного двигателя.
Были идентифицированы два основных компонента потока утечки через вершину, которые проиллюстрированы на Фиг. 1, которая показывает вид с торца вершины 1 аэродинамического профиля 2 на месте в компрессоре, таким образом, показывая область зазора на вершине. Первый компонент «А» утечки возникает вблизи передней кромки 3 аэродинамического профиля на вершине 1 и образует вихрь 4 утечки на вершине, а второй компонент 5 создается потоком утечки, проходящим через вершину 1 с нагнетающей стороны 6 на засасывающую сторону 7. Этот второй компонент 5 выходит из зазора на вершине и питает вихрь 4 утечки на вершине, тем самым создавая еще большие аэродинамические потери.
Следовательно, конструкция аэродинамического профиля, которая может уменьшать один или оба компонента утечки на вершине, является весьма желательной.
Сущность изобретения
Согласно настоящему изобретению обеспечено устройство, которое изложено в приложенной формуле изобретения. Другие признаки изобретения будут ясны из зависимых пунктов формулы изобретения и описания, которое следует далее.
Соответственно может быть обеспечен аэродинамический профиль (70) компрессора для турбинного двигателя, причем аэродинамический профиль (70) компрессора содержит: участок (72) основания, разнесенный от участка (100) вершины участком (102) основной части. Участок (102) основной части может быть образован: стенкой (88) засасывающей поверхности, имеющей засасывающую поверхность (89), стенкой (90) нагнетающей поверхности, имеющей нагнетающую поверхность (91), причем стенка (88) засасывающей поверхности и стенка (90) нагнетающей поверхности пересекаются на передней кромке (76) и задней кромке (78). Участок (100) вершины может содержать: плечо (104), обеспеченное на стенке (90) нагнетающей поверхности между передней кромкой (76) и задней кромкой (78); стенку (106) вершины, которая проходит от передней кромки (76) аэродинамического профиля до задней кромки (78) аэродинамического профиля; переходную область (108) стенки (90) нагнетающей поверхности, которая сужается от плеча (104) в направлении к стенке (106) вершины. Стенка (106) вершины может содержать: углубление (110), образованное первой областью (112) стенки вершины, которая проходит от задней кромки (78) до крылышка (114), образованного второй областью (116) стенки вершины, которая увеличивается по ширине относительно первой области (112) стенки вершины до самой широкой точки (А–А) стенки вершины и затем уменьшается по ширине по направлению к передней кромке (76).
Первая область (112) стенки вершины, которая образует углубление (110), может иметь по существу постоянную ширину w1B по ее протяженности. Первая область (112) стенки вершины, которая образует углубление (110), может иметь по существу постоянную ширину w1B по по меньшей мере части ее протяженности.
Расстояние между нагнетающей поверхностью (91) и засасывающей поверхностью (89) основной части (102) по протяженности углубления составляет wbB, причем ширина w1B углубления может иметь значение по меньшей мере 0,1 wbB, но не больше 0,2 wbB.
Линия хорды от передней кромки (76) до задней кромки (78) имеет длину L; и крылышко (114) проходит от передней кромки (76) по направлению к задней кромке (78) на расстояние L1, причем L1 может иметь значение по меньшей мере 0,25 L, но не больше 0,65 L.
Самая широкая точка (A–A) крылышка (114) находится на расстоянии L2 от передней кромки (76), причем L2 может иметь значение по меньшей мере 0,4 L1, но не больше 0,6 L1.
По длине крылышка (114) крылышко (114) может быть уже, чем расстояние wbA между нагнетающей поверхностью (91) и засасывающей поверхностью (89) в соответствующей области крылышка (114).
По длине крылышка (114) крылышко (114) может быть углублено под нагнетающую поверхность (91).
Самая широкая точка (A–A) крылышка (114) может иметь ширину w3A по меньшей мере 0,8 wbA, но не больше 0,95 wbA.
Стенка (106) вершины может образовывать поверхность (118) вершины, которая проходит от передней кромки (76) аэродинамического профиля до задней кромки (78) аэродинамического профиля. В самой широкой точке (A–A) крылышка (114): переходная область (108) стенки (90) нагнетающей поверхности может продолжаться от плеча (104) в направлении к засасывающей поверхности (89) и в точке (120) перегиба переходная область (108) может искривляться для продолжения в направлении в сторону от засасывающей поверхности (89) по направлению к поверхности (118) вершины.
Участок (100) вершины может дополнительно содержать линию (122) перегиба, образованную изменением кривизны на нагнетающей поверхности (91); причем точка (120) перегиба обеспечена на линии (122) перегиба. Линия (122) перегиба может продолжаться между передней кромкой (76) и задней кромкой (78).
Линия (122) перегиба обеспечена на расстоянии h2A, h2B от поверхности (118) вершины; а плечо (104) обеспечено на расстоянии h1A, h1B от поверхности (118) вершины; причем расстояние h1A, h1B может иметь значение по меньшей мере 1,5 h2A, но не больше 2,7 h2A.
Линия (122) перегиба в самой широкой точке крылышка (114) обеспечена на расстоянии w2A от засасывающей поверхности (89); причем w2A может иметь значение по меньшей мере 0,8 w3A, но не больше 0,95 w3A.
Нагнетающая поверхность (91) и засасывающая поверхность (89) разнесены друг от друга на расстояние wbA, wbB. Расстояние wbA, wbB может уменьшаться по величине между самой широкой точкой (A–A) основной части и передней кромкой (76). Расстояние wbA, wbB может уменьшаться по величине между самой широкой точкой (A–A) основной части и задней кромкой (78).
Также может быть обеспечен узел ротора компрессора для турбинного двигателя, причем узел ротора компрессора содержит корпус и аэродинамический профиль компрессора согласно настоящему изобретению, причем корпус и аэродинамический профиль (70) компрессора образуют зазор hg на вершине, образованный между поверхностью (118) вершины м корпусом (50).
Расстояние h2A, h2B от линии (122) перегиба до поверхности (118) вершины может иметь значение по меньшей мере 1,5 hg, но не больше 3,5 hg.
Следовательно, обеспечен аэродинамический профиль для компрессора, который уменьшен по толщине по направлению к его вершине для образования углубления на засасывающей (т.е. выпуклой) стороне аэродинамического профиля. В дополнение расширение типа крылышка обеспечено на нагнетающей (т.е. вогнутой) стороне вблизи передней кромки. Вместе эти признаки уменьшают массовый поток утечки на вершине, таким образом уменьшая силу взаимодействия между потоком утечки и основным потоком, что, в свою очередь, уменьшает потерю эффективности относительно примеров известного уровня техники.
Следовательно, аэродинамический профиль компрессора настоящего изобретения обеспечивает средство управления потерями путем уменьшения потока утечки на вершине.
Краткое описание чертежей
Примеры настоящего изобретения будут далее описаны со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:
Фиг. 1 показывает примерную вершину аэродинамического профиля, которая рассмотрена в разделе уровня техники;
Фиг. 2 показывает на виде в сечении часть турбинного двигателя, в котором может быть обеспечен аэродинамический профиль настоящего изобретения;
Фиг. 3 показывает увеличенный вид части компрессора турбинного двигателя на Фиг. 2;
Фиг. 4 показывает часть основной части и область вершины аэродинамического профиля согласно настоящему изобретения;
Фигуры 5а, 5b показывают виды в сечении аэродинамического профиля, которые обозначены A–A и B–B на Фиг. 4;
Фиг. 6 показывает вид с торца части области вершины аэродинамического профиля, показанного на Фиг. 4; и
Фиг. 7 представляет собой таблицу относительных размеров признаков, показанных на Фиг. 5а, 5b, 6.
Подробное описание изобретения
Фиг. 2 показывает на виде в сечении пример газотурбинного двигателя 10, который может содержать аэродинамический профиль и узел ротора компрессора настоящего изобретения.
Газотурбинный двигатель 10 содержит последовательно по потоку впускное отверстие 12, секцию 14 компрессора, секцию 16 камеры сгорания и секцию 18 турбины, которые в общем расположены последовательно по потоку и в общем вокруг и в направлении продольной оси или оси 20 вращения. Газотурбинный двигатель 10 дополнительно содержит вал 22, который является вращаемым вокруг оси 20 вращения и который проходит продольно через газотурбинный двигатель 10. Вал 22 соединяет с возможностью приведения в движение секцию 18 турбины с секцией 14 компрессора.
При работе газотурбинного двигателя 10 воздух 24, который засасывается через впускное отверстие 12 для воздуха, сжимается секцией 14 компрессора и подается в секцию сгорания или секцию 16 горелки. Секция 16 горелки содержит пленум 26 горелки, одну или более камер 28 сгорания и по меньшей мере одну горелку 30, прикрепленную к каждой камере 28 сгорания.
Камеры сгорания 28 и горелки 30 расположены внутри пленума 26 горелки. Сжатый воздух, проходящий через компрессор 14, поступает в диффузор 32 и выпускается из диффузора 32 в пленум 26 горелки, из которого участок воздух поступает в горелку 30 и смешивается с газообразным или жидким топливом. Смесь воздуха с топливом затем сжигается и получающийся в результате газ 34 сгорания или рабочий газ от сгорания направляется через камеру 28 сгорания в секцию 18 турбины.
Секция 18 турбины содержит несколько несущих лопатки дисков 36, прикрепленных к валу 22. В дополнение, направляющие лопасти 40, которые прикреплены к статору 42 газотурбинного двигателя 10, расположены между ступенями кольцеобразных рядов лопаток 38 турбины. Между выходом камеры 28 сгорания и передними лопатками 38 турбины обеспечены впускные направляющие лопасти 44, которые направляют поток рабочего газа на лопатки 38 турбины.
Газ сгорания из камеры 28 сгорания поступает в секцию 18 турбины и приводит в движение лопатки 38 турбины, которые, в свою очередь, вращают вал 22. Направляющие лопасти 40, 44 служат для оптимизации угла сгорания или рабочего газа на лопатках 38 турбины.
Аэродинамические профили компрессора (другими словами, лопатки ротора компрессора и лопасти статора компрессора) имеют меньшее аспектное отношение, чем аэродинамические профили турбины (другими словами, лопатки ротора турбины и лопасти статора турбины), причем аспектное отношение определяется как отношение расстояния (т.е. ширины) аэродинамического профиля к средней хорде (т.е. расстоянию по прямой линии от передней кромки до задней кромки) аэродинамического профиля. Аэродинамические профили турбины имеют относительно большое аспектное отношение, поскольку они по необходимости обширнее (т.е. шире) для вмещения охлаждающих каналов и полостей, тогда как аэродинамические профили компрессора, которые не требуют охлаждения, являются относительно узкими.
Аэродинамические профили компрессора также отличаются от аэродинамических профилей турбины функцией. Например, лопатки ротора компрессора выполнены с возможностью работы с воздухом, который проходит через них, тогда как лопатки ротора турбины имеют работу, выполняемую на них выхлопным газом, который проходит через них. Следовательно, аэродинамические профили компрессора отличаются от аэродинамических профилей турбины геометрией, функцией и рабочей текучей средой, воздействию которой они подвергаются. Следовательно, аэродинамические признаки и/или признаки динамики текучей среды и особенности аэродинамических профилей компрессора и аэродинамических профилей турбины, как правило, различаются, так как они должны быть выполнены для их разных применений и местоположений в устройстве, в котором они обеспечены.
Секция 18 турбины приводит в движение секцию 14 компрессора. Секция 14 компрессора содержит осевую последовательность ступеней 46 лопастей и ступеней 48 лопаток ротора. Ступени 48 лопаток ротора содержат диск ротора, поддерживающий кольцеобразный ряд лопаток. Секция 14 компрессора также содержит корпус 50, который окружает ступени ротора и поддерживает ступени 46 лопастей. Ступени направляющих лопастей включают в себя кольцеобразный ряд радиально продолжающихся лопастей, которые установлены на корпусе 50. Лопасти обеспечены для подачи потока газа под оптимальным углом для лопаток в заданной рабочей точке двигателя. Некоторые из ступеней направляющих лопастей имеют изменяемые лопасти, причем угол лопастей вокруг их собственной продольной оси может быть отрегулирован в соответствии с углом согласно характеристикам потока воздуха, которые могут возникать в разных условиях работы двигателя.
Корпус 50 образует радиально внешнюю поверхность 52 канала 56 компрессора 14. Радиально внутренняя поверхность 54 канала 56 по меньшей мере частично образована барабаном 53 ротора, который частично образован кольцеобразным рядом лопаток 48 и будет описан более подробно ниже.
Аэродинамический профиль настоящего изобретения описан со ссылкой на вышеизложенный примерный турбинный двигатель, имеющий один вал или каскад, соединяющий один многоступенчатый компрессор и одну турбину с одной или более ступенями. Однако следует принимать во внимание, что аэродинамический профиль настоящего изобретения в равной степени применим к двигателям с двумя или тремя валами и которые могут быть использованы в промышленных, аэро– или морских применениях. Термин «ротор» или узел ротора предназначен включать в себя вращающиеся (т.е. вращаемые) компоненты, включающие в себя лопатки ротора и барабан ротора. Термин «статор» или «узел статора» предназначен включать в себя неподвижные или невращающиеся компоненты, включающие в себя лопасти статора и корпус статора. И наоборот, термин «ротор» предназначен для соотношения вращающегося компонента с неподвижным компонентом, например, вращающейся лопатки и неподвижного корпуса или вращающегося корпуса и неподвижной лопатки или лопасти. Вращающийся компонент может быть расположен радиально внутрь или радиально наружу от неподвижного компонента. Термин «аэродинамический профиль» предназначен означать участок аэродинамического профиля вращающейся лопатки или неподвижной лопасти.
Термины «осевой», «радиальный» и «периферийный» выполнены со ссылкой на ось 20 вращения двигателя.
Со ссылкой на Фигуру 3 компрессор 14 турбинного двигателя 10 включает в себя чередующиеся ряды направляющих лопастей 46 статора и вращаемых лопаток 48 ротора, каждая из которых проходит в общем в радиальном направлении в или через канал 56.
Ступени 49 лопаток ротора содержат диски 68 ротора, поддерживающие кольцеобразный ряд лопаток. Лопатки 48 ротора установлены между смежными дисками 68, но каждый кольцеобразный ряд лопаток 48 ротора может в противном случае быть установлен на одном диске 68. В каждом случае лопатки 48 содержат участок 72 установочной ножки или основания, платформу 74, установленную на участке 72 ножки, и аэродинамический профиль 70, имеющий переднюю кромку 76, заднюю кромку 78 и вершину 80 лопатки. Аэродинамический профиль 70 установлен на платформе 74 и проходит радиально наружу из нее по направлению к поверхности 52 корпуса 50 для образования зазора на вершине лопатки, hg (который также может быть назван зазором 82 лопатки).
Радиально внутренняя поверхность 54 канала 56 по меньшей мере частично образована платформами 74 лопаток 48 и дисками 68 компрессора. В альтернативном варианте выполнения, упомянутом выше, где лопатки 48 компрессора установлены в один диск, осевое пространство между смежными дисками может быть перекрыто кольцом 84, которое может быть кольцеобразным или сегментированным по окружности. Кольца 84 зажаты между в осевом направлении смежными рядами 48 лопаток и обращены к вершине 80 направляющих лопастей 46. В дополнение в качестве еще одного альтернативного варианта выполнения отдельный сегмент или кольцо может быть прикреплено снаружи диска компрессора, показанного здесь как зацепляющий радиально внутреннюю поверхность платформ.
Фиг. 3 показывает два разных типа направляющих лопастей: направляющие лопасти 46V с изменяемой геометрией и направляющие лопасти 46F с постоянной геометрией. Направляющие лопасти 46V с изменяемой геометрией установлены на корпусе 50 или статоре с помощью традиционных вращаемых установочных средств 60. Направляющие лопасти содержат аэродинамический профиль 62, переднюю кромку 64, заднюю кромку 66 и вершину 80. Вращаемое установочное средство 60 хорошо известно в уровне техники, как и работа изменяемых лопастей статора, и в связи с этим дополнительное описание не требуется. Направляющие лопасти 46 продолжаются радиально внутрь из корпуса 50 по направлению к радиально внутренней поверхности 54 канала 56 для образования зазора на вершине лопасти или зазора 83 лопасти между ними.
Совместно зазор на вершине лопатки или зазор 82 лопатки и зазор на вершине лопасти или зазор 83 лопасти называются здесь «зазор hg на вершине». Термин «зазор на вершине» используется здесь для ссылки на расстояние, обычно радиальное расстояние, между поверхностью вершины участка аэродинамического профиля и поверхностью барабана ротора или поверхностью корпуса статора.
Несмотря на то, что аэродинамический профиль настоящего изобретения описан со ссылкой на лопатку компрессора и ее вершину, аэродинамический профиль также может быть обеспечен в виде лопасти статора компрессора, например, сродни лопастям 46V и 46F.
Настоящее изобретение может относиться к небандажированному аэродинамическому профилю компрессора и в частности может относиться к конфигурации вершины аэродинамического профиля компрессора для минимизации аэродинамических потерь.
Аэродинамический профиль 70 компрессора содержит стенку 88 засасывающей поверхности и стенку 90 нагнетающей поверхности, которые пересекаются на передней кромке 76 и задней кромке 78. Стенка 88 засасывающей поверхности имеет засасывающую поверхность 89, а стенка 90 нагнетающей поверхности имеет нагнетающую поверхность 91.
Как показано на Фиг. 3, аэродинамический профиль 70 компрессора содержит участок 72 основания, разнесенный от участка 100 вершины участком 102 основной части.
Фиг. 4 показывает увеличенный вид части аэродинамического профиля 70 компрессора согласно настоящему изобретению. Фигуры 5а, 5b показывают виды в сечении аэродинамического профиля в точках A–A и B–B, которые обозначены на Фиг. 4. Фиг. 6 показывает вид с торца части области вершины аэродинамического профиля 70, а Фиг. 7 обобщает отношение между различными размерами, которые обозначены на Фиг. 5а, 5b, 6.
Участок 102 основной части образован стенкой 88 выпуклой засасывающей поверхности, имеющей засасывающую поверхность 89, и стенкой 90 вогнутой нагнетающей поверхности, имеющей нагнетающую поверхность 91. Стенка 88 засасывающей поверхности и стенка 90 нагнетающей поверхности пересекаются на передней кромке 76 и задней кромке 78.
Как показано на Фиг. 5а, 5b, нагнетающая поверхность и засасывающая поверхность 89 разнесены друг от друга на расстояние wb, идентифицированное как wbA, wbB на сечениях A–A и B–B соответственно. Расстояние между нагнетающей поверхностью 91 и засасывающей поверхностью 89 (т.е. значение wb, wbA, wbB) уменьшается по величине между самой широкой точкой основной части и передней кромкой 76. Расстояние между нагнетающей поверхностью 91 и засасывающей поверхностью 89 (т.е. значение wb, wbA, wbB) также уменьшается по величине между самой широкой точкой основной части и задней кромкой 78.
Каждая из стенки 88 засасывающей поверхности и стенки 90 нагнетающей поверхности проходит от участка 72 основания до участка 100 вершины.
Участок 100 вершины содержит плечо 104, обеспеченное на стенке 90 нагнетающей поверхности между передней кромкой 76 и задней кромкой 78. Плечо 104 проходит по меньшей мере на части пути между передней кромкой 76 и задней кромкой 78. Плечо 104 может продолжаться по существу на всем пути между передней кромкой 76 и задней кромкой 78.
Участок 100 вершины дополнительно содержит стенку 106 вершины, которая проходит от передней кромки 76 аэродинамического профиля до задней кромки 78 аэродинамического профиля. Участок 100 вершины также содержит переходную область 108 стенки 90 нагнетающей поверхности, которая сужается от плеча 104 в направлении к стенке 106 вершины так, что аэродинамический профиль 70 компрессора уже на стенке 106 вершины, чем между нагнетающей поверхностью 91 и засасывающей поверхностью 89 по длине плеча 104.
Каждое из плеча 104 и переходной области 108 определено на виде в поперечном сечении на Фиг. 5а, 5b и каждое проходит вдоль по меньшей мере части участка 100 вершины между передней кромкой и задней кромкой.
На стенке 88 засасывающей поверхности засасывающая поверхность участка 100 вершины проходит без прерывания до стенки 106 вершины. Другими словами, профиль стенки 89 засасывающей поверхности проходит в и через участок 100 вершины до стенки 106 вершины. Иными словами, в секции 100 вершины засасывающая поверхность 89 проходит в том же направлении (т.е. с той же кривизной) по направлению к стенке 106 вершины, как и в участке 102 основной части. Другими словами, в секции 100 вершины засасывающая поверхность 89 проходит от участка 102 основной части без перехода и/или изменения направления к стенке 106 вершины.
Стенка 106 вершины содержит углубление 110, образованное первой областью 112 стенки вершины, которая проходит от задней кромки 78 до крылышка 114, образованного второй областью 116 стенки вершины, которая увеличивается по ширине относительно первой области 112 стенки вершины до самой широкой точки стенки вершины (например, в A–A) и затем уменьшается по ширине по направлению к передней кромке 76.
В одном примере первая область 112 стенки вершины, которая образует углубление 110, имеет по существу постоянную ширину w1B по ее протяженности.
В дополнительном примере первая область 112 стенки вершины, которая образует углубление 110, имеет ширину w1B, которая изменяется по ее протяженности, сужаясь по направлению к задней кромке 78.
В другом примере ширина w1B углубления может иметь значение по меньшей мере около 0,1, но не больше около 0,2 от расстояния wbB между нагнетающей поверхностью 91 и засасывающей поверхностью 89 основной части 102 по протяженности углубления 110. Значение wbB изменяется по длине участка 110 вершины и, следовательно, значение w1B может изменяться по длине участка 110 вершины.
Иными словами, там, где расстояние между нагнетающей поверхностью 91 и засасывающей поверхностью 89 основной части 102 по протяженности углубления составляет wbB, ширина w1B углубления может иметь значение по меньшей мере около 0,1 wbB, но не больше около 0,2 wbB.
Как указано на Фиг. 4, 6, крылышко 114 может продолжаться от передней кромки 76 по направлению к задней кромке 78 на расстояние L1 хорды, причем L1 может иметь значение по меньшей мере около 0,25, но не больше около 0,65 от длины L хорды (т.е. линии хорды) от передней кромки 76 до задней кромки 78.
Во избежание сомнения термин «хорда» относится к воображаемой прямой линии, которая соединяет переднюю кромку 76 и заднюю кромку 78 аэродинамического профиля 70. Следовательно, длина L хорды представляет собой расстояние между задней кромкой 78 и точкой на передней кромке 76, где хорда пересекает переднюю кромку.
Следовательно, расстояние L1 хорды выше (и L2 ниже) относится к подсекции линии L хорды.
Иными словами, там, где линия хорды от передней кромки 76 до задней кромки 78 имеет длину L, крылышко 114 проходит от передней кромки 76 по направлению к задней кромке 78 на расстояние L1, причем L1 может иметь значение по меньшей мере около 0,25 L, но не больше около 0,65 L.
Самая широкая точка (например, на сечении A–A) крылышка 114 может находиться на расстоянии L2, равном по меньшей мере около 0,4, но не больше около 0,6 от L1, от передней кромки 76.
Иными словами, самая широкая точка (например, на сечении A–A) крылышка 114 может находиться на расстоянии хорды L2 от передней кромки 76, причем L2 имеет значение по меньшей мере около 0,4 L1, но не больше около 0,6 L1.
Как показано на Фиг. 5а, по длине крылышка 114 крылышко 114 уже, чем расстояние wbA между нагнетающей поверхностью 91 и засасывающей поверхностью 89 в соответствующей области крылышка 114. Другими словами, по длине крылышка 114 крылышко углублено под нагнетающую поверхность 91. Иными словами, по длине крылышка 114 крылышко не проходит за пределы нагнетающей поверхности 91.
Самая широкая точка (например, на сечении A–A) крылышка 114 может иметь ширину w3A, равную по меньшей мере около 0,8 wbA, но не больше около 0,95 wbA.
Стенка 106 вершины образует поверхность 118 вершины, которая проходит от передней кромки 76 аэродинамического профиля до задней кромки 78 аэродинамического профиля. В самой широкой точке крылышка 114 переходная область 108 стенки 90 нагнетающей поверхности проходит от плеча 104 в направлении к засасывающей поверхности 89. Как показано на Фиг. 5а, 5b, в точке 120 перегиба переходная область 108 затем искривляется для продолжения в направлении в сторону от засасывающей поверхности 89 по направлению к поверхности 118 вершины. Следовательно, крылышко 114 нависает над переходной областью 108. Иными словами, в области крылышка 114 переходная область 108 образует канал. Другими словами, в области крылышка 114 переходная область 108 образует входящий признак, который образует нависание крылышка 114.
Участок 100 вершины дополнительно содержит линию 122 перегиба, образованную изменением кривизны на нагнетающей поверхностью 91, и вместе с точкой 120 перегиба представлена в отношении вида в поперечном сечении на Фиг. 5а, 5b. Линия 122 перегиба проходит между передней кромкой 76 и задней кромкой 78. Точки 120 перегиба обеспечены на линии 122 перегиба. Иными словами, линия 122 перегиба образована последовательностью точек 120 перегиба кривизны, которая проходит от передней кромки 76 до задней кромки 78 на стенке 90 нагнетающей поверхности в области 100 вершины.
Как показано на Фиг. 5а, 5b, линия 122 перегиба может быть обеспечена на расстоянии h2A, h2B от поверхности вершины, а плечо 104 может быть обеспечено на расстоянии h1A, h1B, в по меньшей мере около 1,5 раз, но не больше около 2,7 раз, больше расстояния h2A линии 122 перегиба от поверхности 118 вершины.
Иными словами, как показано на Фиг. 5а, 5b, линия 122 перегиба может быть обеспечена на расстоянии h2A, h2B от поверхности вершины, а плечо 104 может быть обеспечено на расстоянии h1A, h1B от поверхности 118 вершины, причем h1A, h1B могут иметь значение по меньшей мере около 1,5 h2A, но не больше около 2,7 h2A.
Линия 122 перегиба в самой широкой точке крылышка 114 может быть обеспечена на расстоянии w2A, равном по меньшей мере около 0,8, но не больше около 0,95 w3A, от засасывающей поверхности 89.
Иными словами, линия 122 перегиба в самой широкой точке крылышка 114 может быть обеспечена на расстоянии w2A от засасывающей поверхности 89, причем w2A может иметь значение по меньшей мере около 0,8 w3A, но не больше около 0,95 w3A.
Со ссылкой на узел ротора компрессора для турбинного двигателя, включающий аэродинамический профиль компрессора согласно настоящему изобретению, и как описано выше и показано на Фиг. 5а, 5b, узел ротора компрессора содержит корпус 50 и аэродинамический профиль 70 компрессора, причем корпус 50 и аэродинамический профиль 70 компрессора образуют зазор на вершине, hg, образованный между поверхностью вершины и корпусом.
В таком примере расстояние h2A, h2B от линии 122 перегиба до поверхности вершины имеет значение по меньшей мере около 1,5, но не больше около 3,5, от зазора на вершине hg. Иными словами, расстояние h2A, h2B от линии 122 перегиба до поверхности вершины может иметь значение по меньшей мере около 1,5 hg, но не больше около 3,5 hg. Другими словами, расстояние h2A, h2B от линии 122 перегиба до поверхности вершины может иметь значение по меньшей мере около 1,5, но не больше около 3,5 от заранее определенного (т.е. желаемого) зазора hg на вершине.
При работе в компрессоре геометрия аэродинамического профиля компрессора настоящего изобретения отличается двумя образами от вариантов выполнения известного уровня техники, например, как показано на Фиг. 1.
Перегибы 120 (т.е. линия 122 перегиба) в переходной области 108, которая образует нависающее крылышко 114, препятствуют утечке первичного потока посредством проникновения крылышка 114 в поток воздуха, направленный радиально (или с радиальной компонентой) вдоль нагнетающей поверхности 91 по направлению к области 100 вершины и, следовательно, образованный вихрь потока на вершине имеет более низкую интенсивность, чем вихри потока на вершине известного уровня техники.
Углубление 110, являющееся более узким, чем общая ширина основной части 102, приводит к более низкой разности давлений на поверхности 118 вершины, чем если бы поверхность 118 вершины имела такое же поперечное сечение, что и основная часть 102. Следовательно, вторичный поток по поверхности 118 вершины будет меньше, чем в примерах известного уровня техники, и образованный вихрь первичного потока вследствие этого имеет меньшую интенсивность, так как вторичный поток, питающий его, меньше, чем в примерах известного уровня техники.
Дополнительно, так как крылышко 114 аэродинамического профиля 70 находится в пределах границы стенок основной части 102 (т.е., как показано на Фиг. 5а, углублено ниже поверхности стенок 88, 90 основной части и не проходит за пределы стенок 88, 90 основной части), конфигурация с точки зрения трения менее устойчива к перемещению, чем пример известного уровня техники, в котором крылышко 114 проходит за пределы границы стенок основной части 102. Другими словами, так как крылышко 114 настоящего изобретения имеет относительно маленькую площадь поверхности, силы трения и аэродинамические силы, генерируемые им в отношении корпуса 50, будут меньше, чем в примерах известного уровня техники.
Таким образом, величина потока утечки через вершину, протекающего по поверхности 118 вершины, уменьшается, как и потенциальное сопротивление трению. Уменьшение величины потока утечки через вершину является выгодным, поскольку в этом случае меньше взаимодействие с вихрем утечки через вершину (питание его).
Следовательно, обеспечена лопатка ротора и/или лопасть статора аэродинамического профиля для компрессора для турбинного двигателя, выполненная с возможностью уменьшения потока утечки на вершине и, следовательно, уменьшения силы взаимодействия между потоком утечки и основным потоком, что, в свою очередь, уменьшает общую потерю эффективности.
Как описано, аэродинамический профиль уменьшается по толщине по направлению к его вершине для образования углубления на засасывающей (выпуклой) стороне аэродинамического профиля, что уменьшает разность давлений на вершине и, следовательно, уменьшает вторичный поток утечки. На нагнетающей стороне вблизи передней кромки обеспечено крылышко, которое действует для уменьшения первичного потока утечки. Вместе эти признаки уменьшают массовый поток утечки на вершине, таким образом, уменьшая силу взаимодействия между потоком утечки и основным потоком, что, в свою очередь, уменьшает потерю эффективности.
Следовательно, аэродинамический профиль компрессора настоящего изобретения приводит к компрессору большей эффективности по сравнению с известными вариантами выполнения.
Внимание направлено на все бумаги и документы, которые поданы одновременно или до этого описания в связи с этой заявкой и которые открыты для общественного доступа с этим описанием, и содержание всех таких бумаг и документов включено здесь путем ссылки.
Все признаки, раскрытые в этом описании (включающем в себя любые пункты сопровождающей формулы изобретения, реферат и чертежи), и/или все из этапов любого способа или процесса, раскрытого таким образом, могут быть объединены в любом сочетании за исключением сочетаний, где по меньшей мере некоторые из таких признаков и/или этапов являются взаимоисключающими.
Каждый признак, раскрытый в этом описании (включающем в себя любые пункты сопровождающей формулы изобретения, реферат и чертежи), может быть заменен на альтернативные признаки, служащие той же, эквивалентной или аналогичной цели, если прямо не указано иное. Таким образом, если прямо не указано иное, каждый раскрытый признак является только одним примером общего ряда эквивалентных или аналогичных признаков.
Изобретение не ограничено деталями вышеприведенного варианта (вариантов) выполнения. Изобретение распространяется на любой новый или любое новое сочетание признаков, раскрытых в этом описании (включающем в себя любые пункты сопровождающей формулы изобретения, реферат и чертежи) или на любой новый или любое новое сочетание этапов любого способа или процесса, раскрытого таким образом.