RU2178086C2 - Gas turbine blade - Google Patents
Gas turbine blade Download PDFInfo
- Publication number
- RU2178086C2 RU2178086C2 RU2000103506A RU2000103506A RU2178086C2 RU 2178086 C2 RU2178086 C2 RU 2178086C2 RU 2000103506 A RU2000103506 A RU 2000103506A RU 2000103506 A RU2000103506 A RU 2000103506A RU 2178086 C2 RU2178086 C2 RU 2178086C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- axis
- angle
- point
- contours
- blades
- Prior art date
Links
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 abstract 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 2
- 239000010754 BS 2869 Class F Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000011960 computer-aided design Methods 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2200/00—Mathematical features
- F05B2200/20—Special functions
- F05B2200/26—Special functions trigonometric
- F05B2200/261—Sine
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2200/00—Mathematical features
- F05B2200/20—Special functions
- F05B2200/26—Special functions trigonometric
- F05B2200/262—Cosine
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано в конструкциях лопаток рабочих колес и сопловых аппаратов осевых газовых турбин различного назначения. The invention relates to the field of turbine construction and can be used in the construction of impeller blades and nozzle devices of axial gas turbines for various purposes.
Известны конструкции рабочих и сопловых лопаток, профильные поверхности которых образованы сочетанием дуг окружностей и гиперболических спиралей (Аронов Б. М. Авторские свидетельства "Лопатка реактивной газовой турбины" 266475 от 5.01.70 и 332074 от 3.09.71), по методу доминирующей кривизны (Мамаев Б. И. , Рябов Е. К. Построение решетки турбинных профилей методом доминирующей кривизны//Теплоэнергетика. 1979. 2. С. 52-55), сочетанием дуг окружностей и отрезков прямых (патент: Россия 2053370, кл. F 01 D 5/14). Known designs of working and nozzle blades, the profile surfaces of which are formed by a combination of circular arcs and hyperbolic spirals (Aronov B.M. Copyright certificates "Shovel of a reactive gas turbine" 266475 from 5.01.70 and 332074 from 3.09.71), according to the method of dominant curvature (Mamaev B.I., Ryabov E.K. Construction of a lattice of turbine profiles by the method of dominant curvature // Thermal Engineering. 1979. 2. P. 52-55), by combining arcs of circles and line segments (patent: Russia 2053370, class F 01 D 5 /14).
Контуры профилей, образованные разными кривыми, по-разному влияют на потери энергии и, следовательно, на экономичность турбины, а также на ее прочность и технологичность. Даже при наличии средств автоматизированного проектирования образование поверхностей пера разными кривыми отражается и на времени разработки конструкции лопаток и, следовательно, на фактической стоимости каждого комплекта турбины. Кроме того, каждый метод имеет свои границы области допустимых сочетаний параметров решеток, что ограничивает область реализуемых конструкций лопаток и параметров турбин. The contours of the profiles formed by different curves have different effects on energy losses and, consequently, on the efficiency of the turbine, as well as its strength and adaptability. Even with computer-aided design tools, the formation of feather surfaces with different curves is reflected in the development time of the blade structure and, therefore, in the actual cost of each turbine set. In addition, each method has its own boundaries of the region of admissible combinations of lattice parameters, which limits the area of realizable blade designs and turbine parameters.
Наиболее близкими по технической сущности к заявляемой конструкции являются лопатки, профильные части которых образованы лемнискатами Бернулли (Основы проектирования турбин авиадвигателей. А. В. Деревянко, В. А. Журавлев, В. В. Зикеев и др. Под ред. С. З. Копелева. - М. : Машиностроение, 1988. 328с. ) При определенных сочетаниях конструктивных параметров построение контуров строится быстро, и сформированное перо удовлетворяет требованиям газовой динамики и прочности. The blades closest in technical essence to the claimed design are blades, the profile parts of which are formed by Bernoulli lemniscates (Fundamentals of designing aircraft engine turbines. A.V. Derevyanko, V.A. Zhuravlev, V.V. Zikeev, etc. Edited by S.Z. Kopeleva. - M.: Mashinostroenie, 1988. 328s.) With certain combinations of design parameters, the construction of contours is quick and the formed pen meets the requirements of gas dynamics and strength.
Турбинные лопатки, профильные части которых образованы лемнискатами Бернулли, обладают тремя недостатками:
1) диапазон параметров, в пределах которого можно с помощью лемнискат Бернулли построить контуры профилей, удовлетворяющих требованиям газовой динамики и прочности, не охватывает всех практически важных значений, особенно характерных для больших градиентов кривизн контуров спинки и корыта, что важно при проектировании высокотемпературных высоконагруженных турбин;
2) очень сложно построить профили сечений в единой связке профилей пера лопатки (следствие первого недостатка);
3) контуры профилей во многих случаях строятся лишь при отказе от оптимальных значений параметров, при которых достигаются минимальные потери энергии, т. е. имеет место недобор КПД ступени турбины (следствие предыдущих пунктов).Turbine blades, the profile parts of which are formed by Bernoulli lemniscates, have three drawbacks:
1) the range of parameters, within which it is possible to construct contours of profiles using the Lenniscat Bernoulli, satisfying the requirements of gas dynamics and strength, does not cover all practically important values, especially characteristic for large gradients of curvature of the contours of the back and trough, which is important when designing high-temperature high-loaded turbines;
2) it is very difficult to build section profiles in a single bunch of blade feather profiles (a consequence of the first drawback);
3) the profile contours in many cases are built only when the optimal parameter values are rejected, at which the minimum energy loss is achieved, i.e., there is a shortage of the efficiency of the turbine stage (a consequence of the previous paragraphs).
В основу изобретения поставлены задачи: расширить область надежного построения профилей лопаток турбин; сократить время профилирования лопаток; снизить потери энергии в лопаточных венцах и, следовательно, повысить КПД турбин. The invention is based on the tasks: to expand the field of reliable construction of turbine blade profiles; reduce blade profiling time; reduce energy losses in the scapular crowns and, therefore, increase the efficiency of turbines.
Решение поставленных задач достигается тем, что контуры спинки и корыта образованы синусоидальными спиралями, каждая точка которых определена выражением:
x = x0+ρ•cosφ;
y = y0+ρ•sinφ;
(x0, y0) - координаты полюса спирали;
А - полюсное расстояние;
α - угол между полярной осью и осью ОХ;
ν - угол между перпендикуляром, восстановленным в произвольной точке лемнискаты, и осью ОХ;
ρ - радиус-вектор точки;
φ - угол между радиусом-вектором и осью ОХ;
m - параметр, определяющий вид кривой.The solution of these problems is achieved by the fact that the contours of the back and trough are formed by sinusoidal spirals, each point of which is defined by the expression:
x = x 0 + ρ • cosφ;
y = y 0 + ρ • sinφ;
(x 0 , y 0 ) - coordinates of the pole of the spiral;
A is the pole distance;
α is the angle between the polar axis and the axis OX;
ν is the angle between the perpendicular restored at an arbitrary point of the lemniscate and the axis OX;
ρ is the radius vector of the point;
φ is the angle between the radius vector and the axis OX;
m is a parameter that determines the shape of the curve.
На фиг. 1 изображена синусоидальная спираль. На фиг. 2 - контур профиля турбинной лопатки по предлагаемому изобретению: контур спинки образован тремя спиралями, корыта - одной спиралью. Входная и выходная кромки образованы дугами окружностей. На этой фигуре показана схема разбиения контура профиля с обозначением кривых, образующих участки профиля, и характерных точек. Здесь Кр1, Кр2, Кр3 - кривые, описывающие спинку; Кр4 - спираль, описывающая корыто. В некоторых случаях (в периферийных сечениях) возможно применение в районе выходной кромки участков прямых как на спинке Пр1, так и на корыте Пр2 соответственно. In FIG. 1 shows a sinusoidal spiral. In FIG. 2 - profile profile of a turbine blade according to the invention: the back contour is formed by three spirals, troughs - one spiral. The input and output edges are formed by arcs of circles. This figure shows a partition scheme of the profile contour with the designation of the curves forming the sections of the profile and characteristic points. Here Kr1, Kr2, Kr3 are the curves describing the back; Kp4 - a spiral describing the trough. In some cases (in peripheral sections) it is possible to use straight sections in the area of the output edge both on the back of Pr1 and on the trough of Pr2, respectively.
На фиг. 3,4 приведены результаты профилирования решеток турбин на такие геометрические параметры, при которых с помощью лемнискат Бернулли профили нельзя построить. На фиг. 3 решетка построена на следующие исходные данные: угол входа потока β1== 130°; угол выхода потока β2= 26,5°; приведенная адиабатическая скорость на выходе λ2S= 0,0992. Она имеет геометрические параметры:
β1k= 115°;β2k= 22,9°;ω1= 9°,ω2= 1,8°; r1= 0,28 мм; r2= 0,2 мм; δ= 17o; γ= 35o; b= 44 мм; S= 25,47 мм; t= 40,02 мм; βэф= 26,06°.
На фиг. 4 решетка построена на следующие исходные данные: угол входа потока β1= 78°; угол выхода потока β2= 24,5°; приведенная адиабатическая скорость на выходе λ2S= 0,75. Она имеет геометрические характеристики: β1k= 78,8°;β2k= 19,9°,ω1= 37,5°,ω2= 6°; r1= 1,6 мм; r2= 0,9 мм; δ= 28,2o; γ= 43,25o; b= 45,51 мм; S= 32,0 мм; t= 43,25 мм; βэф= 23,49°.In FIG. 3.4 shows the results of profiling turbine lattices for such geometric parameters for which profiles cannot be constructed using the Bernoulli lemniscate. In FIG. 3 the lattice is built on the following initial data: flow inlet angle β 1 = 130 ° ; exit angle β 2 = 26.5 ° ; reduced adiabatic velocity at the output λ 2S = 0,0992. It has geometric parameters:
β 1k = 115 ° ; β 2k = 22.9 ° ; ω 1 = 9 ° , ω 2 = 1.8 ° ; r 1 = 0.28 mm; r 2 = 0.2 mm; δ = 17 ° ; γ = 35 o ; b = 44 mm; S = 25.47 mm; t = 40.02 mm; β eff = 26.06 ° .
In FIG. 4, the lattice is based on the following initial data: flow inlet angle β 1 = 78 ° ; exit angle β 2 = 24.5 ° ; reduced adiabatic output velocity λ 2S = 0.75. It has geometric characteristics: β 1k = 78.8 ° ; β 2k = 19.9 ° , ω 1 = 37.5 ° , ω 2 = 6 ° ; r 1 = 1.6 mm; r 2 = 0.9 mm; δ = 28.2 ° ; γ = 43.25 o ; b = 45.51 mm; S = 32.0 mm; t = 43.25 mm; β eff = 23.49 ° .
Данное изобретение позволит проектировать лопатки, геометрические параметры профильной части которых принадлежат более широкой области сочетаний параметров, вследствие чего становятся шире границы возможных решений при газодинамическом проектировании турбин, а следовательно, и газотурбинного двигателя в целом. This invention will allow the design of blades, the geometric parameters of the profile part of which belong to a wider range of combinations of parameters, as a result of which the boundaries of possible solutions become wider in the gas-dynamic design of turbines, and therefore, of the gas turbine engine as a whole.
Claims (1)
x = x0+ρ•cosφ;
y = y0+ρ•sinφ,
где
(х0, у0) - координаты полюса спирали;
А - полюсное расстояние;
α - угол между полярной осью и осью ОХ;
ν - угол между перпендикуляром, восстановленным в произвольной точке лемнискаты, и осью ОХ;
ρ - радиус-вектор точки;
φ - угол между радиус-вектором и осью ОХ;
m - параметр, определяющий вид кривой.A turbine blade with a profile part consisting of contours of the back, trough and edges, characterized in that the contours of the back and trough are formed by sinusoidal spirals, each point of which is defined by the expression
x = x 0 + ρ • cosφ;
y = y 0 + ρ • sinφ,
Where
(x 0 , y 0 ) - the coordinates of the pole of the spiral;
A is the pole distance;
α is the angle between the polar axis and the axis OX;
ν is the angle between the perpendicular restored at an arbitrary point of the lemniscate and the axis OX;
ρ is the radius vector of the point;
φ is the angle between the radius vector and the axis OX;
m is a parameter that determines the shape of the curve.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000103506A RU2178086C2 (en) | 2000-02-14 | 2000-02-14 | Gas turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000103506A RU2178086C2 (en) | 2000-02-14 | 2000-02-14 | Gas turbine blade |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2000103506A RU2000103506A (en) | 2001-12-10 |
| RU2178086C2 true RU2178086C2 (en) | 2002-01-10 |
Family
ID=20230567
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000103506A RU2178086C2 (en) | 2000-02-14 | 2000-02-14 | Gas turbine blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2178086C2 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3851994A (en) * | 1972-01-20 | 1974-12-03 | Bbc Brown Boveri & Cie | Blading for axial flow turbo-machine |
| US4626174A (en) * | 1979-03-16 | 1986-12-02 | Hitachi, Ltd. | Turbine blade |
| US4695228A (en) * | 1980-07-31 | 1987-09-22 | Kraftwerk Union Aktiengesellschaft | Turbo-machine blade |
| US5286169A (en) * | 1992-12-15 | 1994-02-15 | General Electric Company | Bucket for the next-to-last stage of a steam turbine |
| WO1996016252A1 (en) * | 1994-11-17 | 1996-05-30 | Romanian Air Transport - Tarom - | Airfoil section |
-
2000
- 2000-02-14 RU RU2000103506A patent/RU2178086C2/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3851994A (en) * | 1972-01-20 | 1974-12-03 | Bbc Brown Boveri & Cie | Blading for axial flow turbo-machine |
| US4626174A (en) * | 1979-03-16 | 1986-12-02 | Hitachi, Ltd. | Turbine blade |
| US4695228A (en) * | 1980-07-31 | 1987-09-22 | Kraftwerk Union Aktiengesellschaft | Turbo-machine blade |
| US5286169A (en) * | 1992-12-15 | 1994-02-15 | General Electric Company | Bucket for the next-to-last stage of a steam turbine |
| WO1996016252A1 (en) * | 1994-11-17 | 1996-05-30 | Romanian Air Transport - Tarom - | Airfoil section |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ДЕРЕВЯНКО А.В. и др. Основы проектирования турбин авиадвигателей. - М.: Машиностроение, 1988, с.328. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5386433B2 (en) | Blade design device, blade design method, blade designed using the blade design method, and turbomachine using the blade | |
| US10519980B2 (en) | Turbomachine component or collection of components and associated turbomachine | |
| Korakianitis et al. | Design of high-efficiency turbomachinery blades for energy conversion devices with the three-dimensional prescribed surface curvature distribution blade design (CIRCLE) method | |
| CN105917123A (en) | Centrifugal compressor impeller with blades having S-shaped trailing edge | |
| JP2015127541A5 (en) | ||
| Srivastava et al. | Design of a mixed flow pump impeller blade and its validation using stress analysis | |
| CN112733252A (en) | Method for designing axial flow turbine blade formed by framework | |
| RU2178086C2 (en) | Gas turbine blade | |
| CN114444415B (en) | Radial flow turbine stator nozzle guide vane design optimization method and system | |
| Shukla et al. | Material selection for blades of mixed flow pump impeller using ANSYS | |
| Joly et al. | Full design of a highly loaded fan by multi-objective optimization of through-flow and high-fidelity aero-mechanical performances | |
| RU87761U1 (en) | WORKING BLADE OF AXIAL FAN OR COMPRESSOR | |
| RU2422670C1 (en) | Blade system of impeller of radial axial hydraulic turbine | |
| CN109154200B (en) | Airfoils and blades for turbine engines, and corresponding methods of flowing cooling fluids | |
| RU149745U1 (en) | TURBOJET ENGINE COMPRESSOR ROTOR ROTOR BLADE | |
| CN107013490B (en) | A kind of optimization method of Low-pressure axial fan impeller blade | |
| RU2353818C1 (en) | Vaned diffuser of centrifugal compressor | |
| IMANOV et al. | Blade profile optimization built based on the differential curvature equation | |
| Yang et al. | A novel vane-twisted conformal diffuser for compact centrifugal compressors | |
| Vyavahare et al. | CFD analysis of double suction centrifugal pump with double volute | |
| Zindani et al. | Comparison of stresses in blade of a mixed flow pump impeller designed using mean stream line method and free vortex method | |
| Han et al. | Study of geometric parameter influence on fishtail pipe diffuser performance | |
| CN107491601B (en) | Parameterization design method of lobe mixer | |
| Korakianitis et al. | Two-and three-dimensional prescribed surface curvature distribution blade design (circle) method for the design of high efficiency turbines, compressors, and isolated airfoils | |
| RU154906U1 (en) | HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE |