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KR101819240B1 - 압축기용 에어포일 형상 - Google Patents

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KR101819240B1
KR101819240B1 KR1020110084430A KR20110084430A KR101819240B1 KR 101819240 B1 KR101819240 B1 KR 101819240B1 KR 1020110084430 A KR1020110084430 A KR 1020110084430A KR 20110084430 A KR20110084430 A KR 20110084430A KR 101819240 B1 KR101819240 B1 KR 101819240B1
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rotor
blades
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살바토레 로루소
파올로 아린시
안토니오 마리아 그리말디
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누보 피그노네 에스피에이
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Abstract

예시적인 실시예에 따른 장치, 시스템, 및 방법은, 작동 특성을 최적화시키기 위해 특정 형상을 갖는, 예를 들어, 터보 기계와 연계된 로터 또는 스테이터의 일부분으로서 블레이드를 제공한다. 다른 사항 중에서도, 블레이드 높이의 함수로 블레이드 두께가 터보 기계의 작동 특성에 맞게 맞춤화될 수 있다.

Description

압축기용 에어포일 형상{AIRFOIL SHAPE FOR COMPRESSOR}
본 발명은 일반적으로 에어포일에 관한 것으로, 특히 예를 들어 가스 터빈의 일부분으로서 압축기에 사용되는 에어포일 형상에 관한 것이다.
압축기는 가스 입자를 가속시켜서, 궁극적으로, 기계적 에너지를 이용함으로써 예를 들어, 가스와 같은 압축가능한 유체의 압력을 증가시키는 기계다. 압축기는 가스 터빈 엔진의 초기 스테이지로의 작동을 포함한, 여러 가지 다수의 애플리케이션에 사용된다. 다양한 종류의 압축기 중에서 소위 원심 압축기에서는, 예를 들어, 압축가능한 유체를 통과시키는 원심 임펠러("로터"라고도 함)를 회전시킴으로써, 원심 가속을 이용하여 압축기에 대한 가스 입력에 대해 기계적 에너지가 작용하게 되고, 축방향 압축기는 다수의 환형 에어포일 열(rows)(블레이드)을 부착한 드럼을 각각의 스테이지에서 갖는다. 드럼에 부착된 에어포일은 고정식 케이싱에 부착된 유사한 개수의 고정식 에어포일 열들 사이에서 회전한다. 더욱 일반적으로, 축방향 및 원심 압축기는 "터보 기계" 또는 "터보 회전 기계"라고 알려진 기계군의 일부분이라고도 말할 수 있다.
가스 터빈 엔진에서, 많은 시스템 요건들은, 설계 목적에 부합하도록 가스 터빈의 유동 경로 섹션의 각 스테이지에서 충족되어야 한다. 이러한 설계 목적은 개선된 전체 효율 및 에어포일 로딩 기능을 포함하지만, 이에 제한되지 않는다. 예를 들어, 발명의 비-제한적인 예로서, 압축기 스테이터의 블레이드가, 배치된 특정 스테이지와 연계된 열적/기계적 작동 요건들을 달성하여야 한다. 마찬가지로, 또한 순수하게 예시적인 예로서, 압축기 로터의 블레이드는, 배치된 가스 터빈의 특정 스테이지와 연계된 열적/기계적 작동 요건을 또한 달성하여야 한다.
특히, 이러한 블레이드의 표면이, 그 공진 주파수를 조율하여 터보 기계의 작동 특성을 전체적으로 수용할 수 있도록, 성형됨을 보장하는 것이 바람직하다.
예시적인 실시예에 따른 장치, 시스템, 및 방법은 작동 특성을 최적화시키기 위해 특정 형상을 갖는, 예를 들어 터보 기계와 연계된 로터 또는 스테이터의 일부분으로서 블레이드를 제공한다. 다른 사항들 중에서, 블레이드 높이의 함수로 블레이드 두께를 터보 기계의 작동 특성에 맞게 맞춤화할 수 있다.
예시적인 실시예에 따르면, 로터 블레이드는, 표 1에 기재된, 실질적으로 직교 좌표 X, Y, Z를 따르는 공칭 표면 프로파일을 갖고, X 및 Y는 밀리미터 단위의 거리로서, 매끄럽고 연속적인 호에 의해 연결될 때, 밀리미터 단위의 각 거리 Z에서 에어포일 프로파일 섹션들을 형성하며, Z 거리에서 에어포일 프로파일 섹션들은 서로 매끄럽게 결합하여 완전한 에어포일 형상을 형성한다.
다른 예시적 실시예에 따르면, 로터 블레이드는, 플랫폼과, 상기 플랫폼에 연결되는 상기 로터 블레이드의 루트부와, 팁부에서 종료되고, 단면 에어포일 형상을 갖는 블레이드 표면을 포함하며, 상기 로터 블레이드의 두께는 서로 다른 3개의 선형 함수에 따라 로터 블레이드 높이의 함수로 변화한다.
또 다른 예시적 실시예에 따르면, 터보 기계는, 구동 샤프트와, 적어도 하나의 로터 휠과, 상기 로터 휠 상에 장착되는, 원주방향으로 이격된 복수의 로터 블레이드와, 스테이터와, 상기 스테이터에 부착되는, 원주방향으로 이격된 복수의 스테이터 블레이드를 포함하고, 상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 적어도 하나는, 플랫폼과, 상기 플랫폼에 연결되는, 상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 상기 적어도 하나의 루트부와, 팁부에서 종료되고, 단면 에어포일 형상을 갖는 블레이드 표면을 포함하며, 상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 상기 적어도 하나의 두께는, 서로 다른 3개의 선형 함수에 따라 블레이드 높이의 함수로 변화한다.
첨부 도면을 예시적인 실시예들을 도시한다.
도 1은 예시적인 실시예에 따른 블레이드 형상이 구현될 수 있는 예시적인 축방향 압축기의 도면,
도 2는 예시적인 실시예에 따른 로터 블레이드의 흡입부 도면,
도 3은 예시적인 실시예에 따른 로터 블레이드의 압력측 도면,
도 4는 예시적인 실시예에 따른 점들의 자취를 형성하는데 사용되는 좌표계와 연관된 측면을 도시하는 도면,
도 5는 예시적인 실시예에 따른 블레이드 높이의 함수로 블레이드 두께를 나타내는 그래프.
예시적인 실시예에 대한 다음의 상세한 설명은 첨부 도면을 참조한다. 여러 도면에서 동일한 도면 부호는 동일한 또는 유사한 요소를 나타낸다. 또한, 다음의 상세한 설명은 본 발명을 제한하지 않는다. 대신에, 본 발명의 범위는 첨부된 청구범위에 의해 규정된다.
예시적인 실시예에 따른 에어포일 형상에 관한 다음의 설명에 대한 일부 배경을 제공하기 위해, 축방향 압축기와 연계된 간단한 설명이 첫 번째로 제공된다. 축방향 압축기에서, 로터 블레이드는 에어 흐름에 운동 에너지를 부여하고, 따라서, 압축기 사이에서 요망 압력의 상승을 일으킨다. 로터 에어포일 바로 뒤에 스테이어 에어포일의 스테이지가 나타난다. 로터 및 스테이터 에어포일은 기류를 바꾸고, (각자의 기준 에어포일 프레임에서) 기류 속도를 느리게 하며, 기류의 정압을 상승시킨다.
예를 들어, 주변 표면(프로파일)을 포함하는, (주변 에어포일과의 상호작용과 함께) 에어포일의 구조는 스테이지 기류 효율, 유체 역학, 스테이지 간의 매끄러운 층상형 흐름, 열응력 감소, 스테이지간 기류의 효과적 전달을 위한 스테이지들의 개선된 상관 관계, 및 기계적 응력 감소를 결정한다. 통상적으로, 로터/스테이터 스테이지의 복수의 열이 축방향 흐름 압축기에서 적층되어, 요망하는 방출 대 유입 압력 비를 달성한다. 로터 및 스테이터 에어포일은 "루트", "베이스", 또는 "더브테일"이라 알려진 적절한 부착 구조에 의해 로터 휠 또는 스테이터 케이스에 고정될 수 있고, 그 예가 아래에서 설명된다.
도 1은 예를 들어, 가스 터빈 압축기와 상관된, 예시적인 축방향 압축기(100)를 도시한다. 상술한 바와 같이, 축방향 압축기는 복수의 압축기 스테이지, 예를 들어, 17개 또는 18개의 스테이지를 포함하지만, 당 업자라면 예시적인 실시예에 따른 축방향 압축기가 임의의 개수의 로터 스테이지 및 스테이터 스테이지를 포함할 수 있음을 이해할 수 있을 것이다. 도 1에 도시되는 축방향 압축기의 스테이지(100)는 로터 휠 또는 드럼(104) 상에 장착되는, 원주방향으로 이격된 복수의 로터 블레이드(102)와, 정적 압축기 케이스(108)에 부착된, 원주방향으로 이격된 복수의 스테이터 블레이드(106)를 포함한다.
각각의 로터 휠(104)은 후미 구동 샤프트(110)에 부착되고, 이는 엔진의 터빈 섹션(도시되지 않음)에 연결된다. 로터 블레이드(102) 및 스테이터 블레이드(106)는 축방향 압축기의 유동 경로에 배치된다. 예시되는 축방향 압축기에서, 유동 경로를 따른 기류의 방향은 화살표(112)로 표시된다. 축방향 압축기의 이러한 스테이지(100)는 다양한 축방향 압축기의 예시적인 사항에 불과하고, 축방향 압축기의 도시되고 설명되는 스테이지(100)는 어떤 방식으로도 본 발명을 제한하고자 하는 것이 아님을 이해하여야 한다.
예시적인 실시예에 따른 로터 블레이드(102)는 로터 블레이드(102)의 대향 측부를 도시하는 도 2 및 도 3에 세부적으로 도시된다. 특히, 그러나 본 발명을 제한하지 않으면서, 예시적인 실시예에 따른 이러한 로터 블레이드(102)는 도 1에 도시되는 것과 유사한 축방향 압축기의 제 1 스테이지, 즉, 프로세스 흐름에 연계된 유입구에 가장 가까운 스테이지에 사용될 수 있다. 구체적으로, 도 2는 예시적인 실시예에 따른 로터 블레이드(102)의 흡입부를 도시하고, 도 3은 압축기 유동 경로(112)에 대해 상대적으로 도시되는, 상승 에지(LE) 및 하강 에지(TE)를 갖는 동일한 로터 블레이드(102)의 압력측을 도시한다. 각각의 로터 블레이드(102)에는, 예를 들어, 로터 휠(104) 상의 상보적인 형상의 정합 더브테일(도시되지 않음)과 연결하기 위한 실질적으로 축방향의(또는 축방향에 가까운) 엔트리 더브테일(202)과 플랫폼(200)이 제공될 수 있다. 추가적으로, 각각의 로터 블레이드(102)는 일반적인 형상의 에어포일에서 에어포일 루트(206)로부터 로터 블레이드 팁(208)까지, 임의의 단면에서 임의의 프로파일을 갖는 로터 블레이드 에어포일(204)을 포함하며, 이는 아래에서 더욱 상세하게 설명될 것이다.
예시적인 실시예에 따른 로터 블레이드 에어포일(204)의 에어포일 형상을 형성하기 위해, 공간 내 점들의 한 세트의 자취가 아래 표 1에 제공된다. 도 2 및 도 3의 예시적인 로터 블레이드(102)가 16개의 단면선을 가지지만, 당 업자라면 임의의 개수의 단면이 형성될 수 있음을 이해할 수 있을 것이다. 이러한 점들의 자취는 단면을 제작하는데 로터 블레이드가 사용될 섹션과 관련된 섹션 요건들에 부합할 것을 의도한다. 점들의 자취는 스테이지 효율 및 열적/기계적 응력 감소를 위한 요망 제원에 부합할 것을 또한 의도한다. 시뮬레이션에 의해 점들의 자취에 도달하여, 유체 역학 및 기계적 하중 사이를 반복하고, 예시적인 실시예에 따라 설계된 압축기를 효율적이고 안전하게 그리고 매끄럽게 구동시킬 수 있다.
특히, 자취는 예시적인 실시예에 따라 로터 블레이드 에어포일 프로파일을 형성하고, 엔진의 회전축에 대해 규정되는 한 세트의 점들을 포함할 수 있다. 예를 들어, X, Y, Z 값의 직교 좌표계가 형성되어, 자취 내의 점들을 참조하는데 사용될 수 있다. 직교 좌표계는 서로 직교하는 X, Y, Z 축을 갖는다. 예시적인 실시예에 따르면, X축은 도 4에 도시되는 바와 같이, 엔진의 중심선에 평행하게 놓인다. 따라서, X 좌표 위치값은 후미를 향한 축방향이다(예를 들어, 축방향 압축기의 배출단을 향한 축방향이다). Y 좌표 위치값은 엔진의 반시계 회전 방향을 원주방향으로 따르도록 지향된다. Z 좌표 위치값은 에어포일(204)의 팁을 향해 반경 방향 외측으로 지향된다(즉, 압축기의 정적 케이싱(18)을 향하는 방향으로 지향된다). 단지 참고용으로, 도 4에 도시되는 바와 같이, 적층축을 따라 에어포일(204)과 플랫폼(200)과 에어포일(204)의 교차점을 통과하는 점-0이 구축된다. 이러한 예시적 실시예에 따른 에어포일의 예시적인 실시예에서, 점-0은 아래 표 1의 Z 좌표가 416.97 mm에 있는 기준 섹션으로 규정되며, 이는 엔진이나 로터 중심선으로부터 설정된 지정 거리에 해당한다.
예시적인 실시예에 따른 로터 블레이드(102)의 표면을 규정하는 점들의 표 1이 아래에 제공된다. (청구범위에 기재된 “표 1”도 하기의 표 1을 가리키는 것임)
[표 1]
Figure 112011065715943-pat00001

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예시적인 실시예에 따르면, 위에서 설명한 점들의 표 1에 따라 로터 블레이드(102)를 제작함으로써, 로터 블레이드(102)의 두께가, 블레이드 높이를 따라 연속적으로 변화하여, 예를 들어, 로터 블레이드(102)의 움직임과 상관된 공진 주파수를 이동시키게 되어, 예를 들어, 피로와 관련된 설계 마진을 개선시킬 수 있다. 이러한 두께 변화는 예를 들어, 도 5의 그래프에서 확인할 수 있다. 표에서, 로터 블레이드의 플랫폼(200)에 가장 가까운 제 1 영역에서, 블레이드 높이의 약 2.21%(즉, 블레이드 필렛 반경 바로 위)로부터 시작하여 블레이드 높이의 약 60%까지, 예시적인 실시예에 따른 로터 블레이드(102)의 최대 두께는 아래의 선형 함수로 표현될 수 있다.
Tmax = -0.8646*h + 1.1087 (여기서, h는 블레이드 높이 비율)
로터 블레이드 높이의 60%로부터 80%까지 범위에 걸친 후속 영역에서, 로터 블레이드(102)의 최대 두께는 다음의 선형 함수에 따라 변한다.
Tmax = -1.0209*h + 1.2058 (여기서, h는 블레이드 높이 비율)
블레이드 높이의 80%로부터 100%까지(즉, 블레이드의 자유 단부까지) 범위에 걸친 후속 영역에서, 로터 블레이드(102)의 최대 두께는 다음의 선형 함수에 따라 변한다.
Tmax = -0.7618*h + 0.9985 (여기서, h는 블레이드 높이 비율)
따라서, 함수(500)가 예시적인 실시예의 경우 블레이드 높이의 함수로 로터 블레이드 두께를 나타내고, 함수(502)가 베이스라인 설계에 대해 동일한 양을 나타내는 도 5의 그래프에서, 예시적인 실시예는 (함수들이 교차하는) 블레이드 높이의 약 첫번째 75%를 통해 두꺼운 로터 블레이드를 제공하고, 베이스라인 설계에 대해 얇은 블레이드를 제공한다는 것을 알 수 있다. 그러나, 이러한 예시적인 함수는 설명을 위한 것에 불과하며, 표 1에 제시되는 점에서의 일부 변화는 아래 설명되는 바와 같이 예측될 것이다.
표 1이 예시적인 실시예에 따른 에어포일(204)의 형상을 완전하게 형성하는데 충분한 데이터를 제공한다는 것을 당 업자라면 이해할 수 있을 것이다. 예를 들어, X, Y 평면에 수직인 Z 방향의 선택된 위치에서 X 및 Y 좌표값을 형성함으로써, 에어포일의 길이를 따라 각각의 Z 위치에서 로터 블레이드 에어포일(204)의 프로파일 섹션이 확인될 수 있다. X 및 Y 값들을 매끄러운 연속 호와 연결함으로써, 각 거리 Z에서 에어포일(204)의 각각의 프로파일 섹션이 고정될 수 있다. 거리 Z 사이의 다양한 표면 위치의 에어포일 프로파일은, 서로에게 인접한 프로파일 섹션들을 매끄럽게 연결함으로써 결정되어, 에어포일(204)의 프로파일을 형성한다. 앞서 표 1에 기재된 값들은 주위의 비-작동 또는 비-고온 환경에서 예시적인 실시예에 따른 에어포일 프로파일을 나타내며, 코팅되지 않은 에어포일에 대한 값이다.
표 1에 제공되는 값들은 에어포일(204)의 프로파일을 결정하기 위해 소수 둘째 자리까지 표시되고 있다. 전형적인 제작 허용공차 및 코팅들이 존재하며, 이는 에어포일의 실제 프로파일을 나타내야 한다. 따라서, 표 1에 기재된 프로파일에 대한 값들이 공칭 에어포일(204)에 대한 것임을 당 업자라면 이해할 수 있을 것이다. 따라서, 이러한 예시적인 실시예에 의해 커버되는 실제값들은 표 1에 나타낸 정밀한 값들로 제한되지 않으며, 대신에, 표에 명시된 값 주변의 일 범위의 값들을 포함한다고 해석되어야 한다.
예를 들어, 커버되는 값들은 에어포일에 사용되는 임의의 플러스 또는 마이너스의 코팅 두께 및/또는 플러스 또는 마이너스의 전형적인 제작 허용공차이어야 한다. 따라서, 에어포일 프로파일을 따르는 임의의 표면 위치에 수직인 방향으로 약 ±1.0mm의 거리는, 이러한 예시적인 실시예에 따른 로터 블레이드 에어포일 설계 및 압축기에 대한 에어포일 프로파일 엔빌롭을 형성한다. 다시 말해서, 에어포일 프로파일을 따른 임의의 표면 위치에 수직인 방향으로 약 ±1.0mm 및 바람직하게는 약 ±0.5mm의 거리는, 예시적인 실시예에 따라, 공칭 저온 또는 상온에서 실제 에어포일 표면 상의 측정된 점들과, 동일 온도에서 이 점들의 이상적인 위치 사이의 일 범위의 변화를 규정한다.
더욱이, 이러한 예시적인 실시예에 따른 에어포일(204)의 형상이, 가스 터빈 엔진에서 작동 상태로 배치될 때 저온 또는 상온 제조 형상으로부터 가열된 형상으로 또한 변화할 것이다. 에어포일(204)이 서비스 중에 가열되면, 응력 및 온도가 표 1에 나타내는 저온 또는 상온 점의 X, Y, Z 값들을 변화시킬 것이다. 따라서, 예시적인 실시예는 정상 작동 중 에어포일(204)의 가열과 상관된 변화를 포함하여 또한 고려된다.
예시적인 실시예에 따라 구체화되는 에어포일은 제 1 스테이지 로터 형상으로서 응용 분야를 발견할 수 있다. X, Y, Z 좌표에 대한 좌표값들이 밀리미터 단위로 제시되지만, 값들이 적절히 변환될 때 다른 크기 단위도 사용될 수 있다. 이러한 값들은 플랫폼의 필렛 영역을 배제한다.
상술한 예시적 실시예는 본 발명의 모든 형태로 설명하고자 하는 것이지 제한적이고자 하는 것이 아니다. 따라서, 본 발명은 당 업자에 의해 여기 제시된 설명으로부터 도출될 수 있는 상세한 구현예를 여러가지로 변형시킬 수 있다. 이러한 모든 변형예 및 수정사항은 다음의 청구범위에 의해 규정되는 본 발명의 범위 및 사상 내에 있다고 간주되어야 한다. 본 출원의 설명에 사용되는 어떤 요소, 작용, 또는 명령도 이와 같이 명확하게 설명되지 않는 한 본 발명에 대해 본질적이라거나 핵심적인 사항으로 간주되어서는 안된다. 또한, "일", "하나"라는 표현은 하나 이상의 아이템을 포함하는 것으로 해석된다.
100 : 압축기 102 : 로터 블레이드
106 : 스테이터 블레이드 200 : 플랫폼
204 : 에어포일 206 : 에어포일 루트
208 : 로터 블레이드 팁

Claims (10)

  1. 표 1에 기재된, 실질적으로 직교 좌표 X, Y, Z에 따른 공칭 표면 프로파일을 갖는 로터 블레이드에 있어서,
    X 및 Y는 밀리미터 단위의 거리로서, 매끄러운 연속 호에 의해 연결될 때, 밀리미터 단위의 각각의 거리 Z에서 에어포일 프로파일 섹션을 형성하며, 거리 Z에서 에어포일 프로파일 섹션들은 서로 매끄럽게 결합되어 완전한 에어포일 형상을 형성하는
    로터 블레이드.
  2. 제 1 항에 있어서,
    표 1에 기재된, 실질적으로 직교 좌표 X, Y, Z에 따른 상기 공칭 표면 프로파일은 상기 완전한 에어포일 형상의 임의의 표면에 수직인 방향으로 ±1mm 이내의 점들을 포함하는
    로터 블레이드.
  3. 제 1 항에 있어서,
    로터 블레이드 높이의 2.21%로부터 로터 블레이드 높이의 60%까지에서, 상기 로터 블레이드의 최대 두께(Tmax)는,
    Tmax = -0.8646*h + 1.1087
    이고, 여기서 h는 블레이드 높이 비율이며,
    로터 블레이드 높이의 60%로부터 80%까지 범위에 걸친 제 1 후속 영역에서, 상기 로터 블레이드의 최대 두께는,
    Tmax = -1.0209*h + 1.2058
    이고, 여기서 h는 블레이드 높이 비율이며,
    로터 블레이드 높이의 80%로부터 100%까지 범위에 걸친 제 2 후속 영역에서, 상기 로터 블레이드의 최대 두께는,
    Tmax = -0.7618*h + 0.9985
    이고, 여기서 h는 블레이드 높이 비율인
    로터 블레이드.
  4. 로터 블레이드에 있어서,
    플랫폼과,
    상기 플랫폼에 연결되는 상기 로터 블레이드의 루트부와,
    팁부에서 종료되고, 단면 에어포일 형상을 갖는 블레이드 표면을 포함하며,
    상기 로터 블레이드의 두께는 서로 다른 3개의 선형 함수에 따라 로터 블레이드 높이의 함수로 변화하고,
    상기 로터 블레이드는, 표 1에 기재된, 실질적으로 직교 좌표 X, Y, Z에 따른 공칭 표면 프로파일을 갖고, X 및 Y는 밀리미터 단위의 거리로서, 매끄러운 연속 호에 의해 연결될 때, 밀리미터 단위의 각각의 거리 Z에서 에어포일 프로파일 섹션을 형성하며, 거리 Z에서 에어포일 프로파일 섹션들은 서로 매끄럽게 결합되어 완전한 에어포일 형상을 형성하는
    로터 블레이드.
  5. 제 4 항에 있어서,
    로터 블레이드 높이의 2.21%로부터 로터 블레이드 높이의 60%까지에서, 상기 로터 블레이드의 최대 두께(Tmax)는, 상기 3개의 선형 함수 중 제 1 함수인,
    Tmax = -0.8646*h + 1.1087
    로 규정되고, 여기서 h는 블레이드 높이 비율이며,
    로터 블레이드 높이의 60%로부터 80%까지 범위에 걸친 제 1 후속 영역에서, 상기 로터 블레이드의 최대 두께는, 상기 3개의 선형 함수 중 제 2 함수인,
    Tmax = -1.0209*h + 1.2058
    로 규정되고, 여기서 h는 블레이드 높이 비율이며,
    로터 블레이드 높이의 80%로부터 100%까지 범위에 걸친 제 2 후속 영역에서, 상기 로터 블레이드의 최대 두께는, 상기 3개의 선형 함수 중 제 3 함수인,
    Tmax = -0.7618*h + 0.9985
    로 규정되고, 여기서 h는 블레이드 높이 비율인
    로터 블레이드.
  6. 삭제
  7. 제 4 항에 있어서,
    표 1에 기재된, 실질적으로 직교 좌표 X, Y, Z에 따른 공칭 표면 프로파일은 상기 완전한 에어포일 형상의 임의의 표면에 수직인 방향으로 ±1mm 이내의 점들을 포함하는
    로터 블레이드.
  8. 터보 기계에 있어서,
    구동 샤프트와,
    적어도 하나의 로터 휠과,
    상기 로터 휠 상에 장착되는, 원주방향으로 이격된 복수의 로터 블레이드와,
    스테이터와,
    상기 스테이터에 부착되는, 원주방향으로 이격된 복수의 스테이터 블레이드를 포함하며,
    상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 적어도 하나는,
    플랫폼과,
    상기 플랫폼에 연결되는, 상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 상기 적어도 하나의 루트부와,
    팁부에서 종료되고, 단면 에어포일 형상을 갖는 블레이드 표면을 포함하며,
    상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 상기 적어도 하나의 두께는 서로 다른 3개의 선형 함수에 따라 블레이드 높이의 함수로 변화하고,
    상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 상기 적어도 하나는, 표 1에 기재된, 실질적으로 직교 좌표 X, Y, Z에 따른 공칭 표면 프로파일을 갖고, X 및 Y는 밀리미터 단위의 거리로서, 매끄러운 연속 호에 의해 연결될 때, 밀리미터 단위의 각각의 거리 Z에서 에어포일 프로파일 섹션을 형성하며, 거리 Z에서 에어포일 프로파일 섹션들은 서로 매끄럽게 결합되어 완전한 에어포일 형상을 형성하고, 표 1에 기재된, 실질적으로 직교 좌표 X, Y, Z에 따른 공칭 표면 프로파일은 상기 완전한 에어포일 형상의 임의의 표면에 수직인 방향으로 ±1mm 내의 점들을 포함하는
    터보 기계.
  9. 제 8 항에 있어서,
    블레이드 높이의 2.21%로부터 블레이드 높이의 60%까지에서, 상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 상기 적어도 하나의 최대 두께(Tmax)는, 상기 3개의 선형 함수 중 제 1 함수인,
    Tmax = -0.8646*h + 1.1087
    로 규정되고, 여기서 h는 블레이드 높이 비율이며,
    블레이드 높이의 60%로부터 80%까지 범위에 걸친 제 1 후속 영역에서, 상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 상기 적어도 하나의 최대 두께는, 상기 3개의 선형 함수 중 제 2 함수인,
    Tmax = -1.0209*h + 1.2058
    로 규정되고, h는 블레이드 높이 비율이며,
    블레이드 높이의 80%로부터 100%까지 범위에 걸친 제 2 후속 영역에서, 상기 복수의 로터 블레이드 및 복수의 스테이터 블레이드 중 상기 적어도 하나의 최대 두께는, 상기 3개의 선형 함수 중 제 3 함수인,
    Tmax = -0.7618*h + 0.9985
    로 규정되고, h는 블레이드 높이 비율인
    터보 기계.
  10. 삭제
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Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9297259B2 (en) * 2012-06-14 2016-03-29 Alstom Technology Compressor blade
US8961119B2 (en) * 2012-06-19 2015-02-24 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8926287B2 (en) * 2012-06-19 2015-01-06 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
DE102013008145A1 (de) 2013-05-14 2014-11-20 Man Diesel & Turbo Se Laufschaufel für einen Verdichter und Verdichter mit einer solchen Laufschaufel
US9845684B2 (en) 2014-11-25 2017-12-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil with stepped spanwise thickness distribution
US10385697B2 (en) * 2016-07-13 2019-08-20 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the fourth stage of a turbine
US10385698B2 (en) * 2016-07-13 2019-08-20 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the sixth stage of a turbine
US10458245B2 (en) * 2016-07-13 2019-10-29 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the third stage of a turbine
US10287886B2 (en) * 2016-09-22 2019-05-14 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor rotor blade
US10087952B2 (en) * 2016-09-23 2018-10-02 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor stator vane
GB201702382D0 (en) 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
GB201702384D0 (en) 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
US10436034B2 (en) * 2017-05-15 2019-10-08 General Electric Company Airfoil shape for a turbine rotor blade
CN107829985B (zh) * 2017-09-28 2019-09-10 中国航发动力股份有限公司 一种航空发动机风扇叶片固有频率的修正方法
GB201813666D0 (en) * 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Fan blade
US11421702B2 (en) * 2019-08-21 2022-08-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Impeller with chordwise vane thickness variation
US20210381385A1 (en) * 2020-06-03 2021-12-09 Honeywell International Inc. Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor
US11255195B1 (en) * 2021-02-25 2022-02-22 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Airfoil profile
US11306594B1 (en) * 2021-02-25 2022-04-19 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Airfoil profile
US11519272B2 (en) * 2021-04-30 2022-12-06 General Electric Company Compressor rotor blade airfoils
US11441427B1 (en) * 2021-04-30 2022-09-13 General Electric Company Compressor rotor blade airfoils
US11480056B1 (en) * 2021-07-01 2022-10-25 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Airfoil profile for a turbine blade
US11428159B1 (en) * 2021-07-01 2022-08-30 Doosan Enerbility Co., Ltd. Airfoil profile for a turbine blade

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007231946A (ja) * 2006-02-27 2007-09-13 Nuovo Pignone Spa 圧縮機の第９段用動翼、回転子及び圧縮機
US20090290987A1 (en) 2008-05-21 2009-11-26 Alstom Technologies, Ltd., Llc Compressor airfoil
US20100008784A1 (en) 2008-07-14 2010-01-14 Harris Shafique Compressor turbine blade airfoil profile

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2536365A1 (fr) * 1982-11-18 1984-05-25 Onera (Off Nat Aerospatiale) Pale pour propulseur d'aeronef
US5980209A (en) 1997-06-27 1999-11-09 General Electric Co. Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization
EP0894558A1 (de) * 1997-07-29 1999-02-03 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel
US6761535B1 (en) * 2003-04-28 2004-07-13 General Electric Company Internal core profile for a turbine bucket
ITBO20040417A1 (it) * 2004-07-06 2004-10-06 Spal Srl Ventola a flusso assiale
ITMI20041804A1 (it) * 2004-09-21 2004-12-21 Nuovo Pignone Spa Pala di un rutore di un primo stadio di una turbina a gas
US7497664B2 (en) * 2005-08-16 2009-03-03 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils
FR2891594A1 (fr) * 2005-09-30 2007-04-06 Snecma Sa Aube de compresseur a sommet chanfreine
ITMI20060340A1 (it) * 2006-02-27 2007-08-28 Nuovo Pignone Spa Pala di un rotore di un secondo stadio di un compressore
US7572105B2 (en) * 2006-10-25 2009-08-11 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
FR2935016A1 (fr) * 2008-08-13 2010-02-19 Snecma Profil aerodynamique optimise pour une aube de turbine
US8573945B2 (en) * 2009-11-13 2013-11-05 Alstom Technology Ltd. Compressor stator vane

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007231946A (ja) * 2006-02-27 2007-09-13 Nuovo Pignone Spa 圧縮機の第９段用動翼、回転子及び圧縮機
US20090290987A1 (en) 2008-05-21 2009-11-26 Alstom Technologies, Ltd., Llc Compressor airfoil
US20100008784A1 (en) 2008-07-14 2010-01-14 Harris Shafique Compressor turbine blade airfoil profile

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Publication number Publication date
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