RU2336421C2

RU2336421C2 - Вращающаяся лопатка турбореактивного двигателя и вращающийся узел турбореактивного двигателя

Info

Publication number: RU2336421C2
Application number: RU2004105544/06A
Authority: RU
Inventors: Жером ТАЛЬБОТЕК (FR); Жером Тальботек; Филипп ФЕССУ (FR); Филипп Фессу; Гербер ЖОЛИ (FR); Гербер ЖОЛИ; Беатрис БУА (FR); Беатрис Буа
Original assignee: Снекма Моторс
Priority date: 2003-02-27
Filing date: 2004-02-26
Publication date: 2008-10-20
Also published as: US20040170502A1; ES2283954T3; EP1452741B1; FR2851798B1; DE602004005906D1; CA2458417C; JP2008303889A; FR2851798A1; EP1452741A1; JP4705333B2; JP2004257380A; US7108486B2; UA82649C2; RU2004105544A; DE602004005906T2; CA2458417A1

Abstract

Вращающаяся лопатка турбореактивного двигателя содержит множество сечений, расположенных вдоль линии центров тяжести сечений лопатки, между основанием и внешней кромкой лопатки. Лопатка ограничена в продольном направлении передней и задней кромками и содержит в направлении вдоль радиальной оси турбореактивного двигателя нижнюю часть, среднюю часть и верхнюю часть. Нижняя часть лопатки расположена в радиальном направлении между основанием лопатки и нижней границей средней части. Верхняя часть лопатки расположена в радиальном направлении между верхней границей средней части и внешней кромкой лопатки. Линия передней кромки в нижней части имеет наклон в продольном направлении. Линия передней кромки в средней части имеет наклон назад в продольном направлении. Линия передней кромки в верхней части имеет другой наклон назад в продольном направлении. Линия центров тяжести сечений лопатки верхней части имеет наклон в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки. Изобретение обеспечивает оптимальные аэродинамические характеристики лопатки при всех условиях эксплуатации турбореактивного двигателя, минимизируя в тоже время производимый шум. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к лопаткам турбореактивного двигателя. Более конкретно, изобретение относится к геометрии лопаток вентилятора или компрессоров турбореактивного двигателя.

Уровень техники

Турбореактивный двигатель часто снабжается вентилятором, за которым в направлении течения газов через турбореактивный двигатель следует многоступенчатый компрессор. Вентилятор и компрессор относятся к вращающимся узлам турбореактивного двигателя, через которые проходит газовый поток. Каждый из них содержит ряд подвижных лопаток, промежутки (каналы) между которыми обеспечивают прохождение газовых потоков. Лопатки этих узлов вращаются со скоростями, способными сообщить газовым потокам, протекающим через эти узлы турбореактивного двигателя, околозвуковые или даже сверхзвуковые скорости.

Хотя высокие скорости течения позволяют, в частности, повысить расход потока и тем самым увеличить тягу турбореактивного двигателя, они в то же время создают нежелательные шумы. В частности, существенную часть этих шумов составляет "сверхзвуковой удар", соответствующий переходу потока с околозвуковых скоростей на сверхзвуковые. Другие эффекты взаимодействия, вызывающие турбулентность газового потока вблизи вентилятора (широкополосный шум), также являются источниками шумов в вентиляторе.

Поэтому конструкторы двигателей пытаются разработать лопатки для вентилятора и компрессора, позволяющие повысить напор в турбореактивном двигателе, уменьшив в то же время шумы, порождаемые течением газового потока, проходящего через эти узлы. Кроме того, в процессе разработки таких лопаток необходимо принимать во внимание многие другие параметры - в частности аэродинамику и механику лопаток. По существу, лопатки должны быть сконструированы таким образом, чтобы оптимизировать расход и давление газового потока, протекающего мимо них, обеспечивая в то же время их высокую механическую прочность. В частности, механические напряжения, испытываемые лопатками при высоких скоростях вращения, становятся исключительно большими вследствие высокого уровня вибрации и воздействия на лопатки центробежной силы.

В известных решениях были предложены различные варианты геометрии лопаток вентилятора и компрессоров. В качестве ближайшего аналога вращающегося узла и вращающейся лопатки турбореактивного двигателя по настоящему изобретению могут быть выбраны вентилятор и лопатка (лопасть) вентилятора, описанные в патентном документе ЕР 0774567, МПК F01D 5/14; F04D 29/38, опубл. 21.05.97. Известные лопатки вентилятора и компрессоров (включая описанные в названном документе) отличаются, в основном, законом изменения сечений лопатки, общей кривизной и возможным наличием аэродинамических элементов профиля, позволяющих улучшить аэродинамические характеристики и снизить шумы, порождаемые вентилятором и компрессорами турбореактивного двигателя. В то же время ни одна из этих лопаток не позволяет добиться эффективных аэродинамических характеристик во всех условиях эксплуатации турбореактивного двигателя, в частности, в интенсивном режиме (например, при взлете самолета и в конце набора высоты) и в режиме частичной нагрузки (например, в фазе похода), соблюдая в то же время все более строгие нормативы, определяющие допустимый уровень шума.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается, следовательно, в устранении описанных недостатков путем разработки новой геометрии лопатки вентилятора или компрессора турбореактивного двигателя, которая обеспечивает оптимальные аэродинамические характеристики при всех условиях эксплуатации турбореактивного двигателя, минимизируя в то же время производимый шум. Настоящее изобретение нацелено также на создание вентилятора и компрессора турбореактивного двигателя, содержащего множество таких лопаток.

Для решения названной задачи предлагается вращающаяся лопатка турбореактивного двигателя, подверженная воздействию продольного газового потока и содержащая множество сечений, расположенных вдоль линии центров тяжести сечений лопатки, между основанием и внешней кромкой лопатки. Лопатка по изобретению ограничена в продольном направлении передней кромкой и задней кромкой и содержит, в направлении вдоль радиальной оси турбореактивного двигателя, нижнюю часть, среднюю часть и верхнюю часть. Нижняя часть лопатки расположена в радиальном направлении между основанием лопатки и нижней границей средней части, а верхняя часть расположена в радиальном направлении между верхней границей средней части и внешней кромкой лопатки. Лопатка по изобретению характеризуется тем, что линия передней кромки в нижней части имеет наклон в продольном направлении, линия передней кромки в средней части имеет наклон назад в продольном направлении, линия передней кромки в верхней части имеет наклон назад в продольном направлении, а линия центров тяжести сечений лопатки верхней части имеет наклон в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки.

Сочетание высоко расположенной "граничной точки" (определяемой как точка передней кромки, имеющая наименьшее значение продольной координаты и, следовательно, находящаяся на нижней границе средней части передней кромки) и задней кромки, смещенной в продольном и тангенциальном направлениях противоположно направлению вращения лопатки, приводит к лучшему радиальному распределению давления газового потока, проходящего по лопатке. Это позволяет повысить расход потока в интенсивном режиме и увеличить КПД в режиме частичной загрузки. Такое повышение КПД и уменьшение угла атаки приводит к улучшению акустических характеристик. Следовательно, описанная геометрия лопатки способствует при работе в режиме слабой загрузки снижению акустического уровня до уровня, характерного для прямой лопатки, обладающей в этом режиме высокой эффективностью, а в интенсивном режиме - к улучшению эксплуатационных качеств лопатки с прогибом вследствие увеличения расхода и повышения КПД.

Радиальная высота "граничной точки" предпочтительно составляет от 40% до 75% радиальной высоты лопатки, измеренной от основания лопатки до ее внешней кромки.

Угол наклона линии передней кромки в нижней части лопатки в продольном направлении относительно радиальной оси турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°. Соответственное ограничение угла сопряжения основания лопатки с внутренней стенкой канала течения воздушного потока позволяет ограничить механические напряжения, действующие на лопатку. Кроме того, линия центров тяжести сечений нижней части лопатки может дополнительно иметь наклон в тангенциальном направлении. Угол этого наклона в тангенциальном направлении относительно радиальной оси турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°.

Аналогичным образом, угол наклона линии передней кромки в средней части лопатки назад в продольном направлении относительно радиальной оси турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от 5° до 20°. Кроме того, линия центров тяжести сечений средней части лопатки может дополнительно иметь наклон в тангенциальном направлении. Угол этого наклона в тангенциальном направлении относительно радиальной оси турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°.

Угол наклона линии передней кромки в верхней части лопатки назад в продольном направлении предпочтительно составляет от 20° до 50°, а угол наклона линии центров тяжести сечений этой же верхней части лопатки в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения, составляет от 20° до 50° относительно радиальной оси турбореактивного двигателя.

Согласно одному из вариантов осуществления изобретения верхняя часть передней кромки дополнительно содержит верхнюю зону, ограниченную в радиальном направлении внешней кромкой лопатки. Линия передней кромки данной зоны имеет наклон вперед в продольном направлении. Этот наклон вперед верхней зоны верхней части лопатки позволяет механически уравновесить лопатку, не снижая при этом ее эффективность.

Краткое описание чертежей

Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего подробного описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлен один из возможных вариантов осуществления изобретения, не налагающий каких-либо ограничений. На чертежах:

- фиг.1 изображает в продольном разрезе часть вентилятора турбореактивного двигателя, оборудованного лопатками по одному из вариантов осуществления изобретения;

- на фиг.2 часть по фиг.1 представлена в разрезе по линии II-II;

- фиг.3А и 3В схематично изображают соответственно продольный и поперечный разрезы лопатки по фиг.1; пунктиром схематично изображен профиль известной лопатки.

Осуществление изобретения

На фиг.1 и 2 схематично изображена, в продольном и поперечном разрезах, часть вентилятора турбореактивного двигателя по одному из вариантов осуществления изобретения. Изображенный на этих чертежах вентилятор содержит ряд лопаток 2, расположенных с равномерным шагом по окружности диска 4. Каждая лопатка 2 прикреплена при помощи хвостовика 6 к диску 4, вращающемуся вокруг продольной оси Х-Х турбореактивного двигателя в направлении, обозначенном стрелкой F.

Каждая лопатка 2 содержит также полку 8, расположенную на поверхности, расположенной вокруг продольной оси Х-Х. При установке лопаток на диске 4 полки 8 смежных лопаток соприкасаются и образуют внутреннюю стенку 10 канала течения воздушного потока 12, проходящего через вентилятор. Стенка 14 корпуса, окружающая вентилятор, образует внешнюю стенку канала воздушного потока.

В дальнейшем описании используется радиальная ось Z-Z турбореактивного двигателя, определяемая как ось, перпендикулярная продольной оси Х-Х и проходящая через центр тяжести сечения, соответствующего пересечению лопатки с внутренней стенкой канала течения воздушного потока. Тангенциальная ось Y-Y образует в сочетании с продольной осью Х-Х и радиальной осью Z-Z турбореактивного двигателя прямоугольную систему координат.

Лопатка 2, изображенная на чертежах, описывается множеством своих сечений (не показанных на чертежах), образующихся при пересечении лопатки плоскостями постоянной радиальной высоты, перпендикулярными радиальной оси Z-Z. Эти сечения проходят от полки 8 вдоль линии 15 центров тяжести сечений лопатки (фиг.3В). Линия 15 центров тяжести сечений лопатки образуется проекциями центров тяжести каждого из сечений лопатки на плоскость, проходящую через тангенциальную ось Y-Y и радиальную ось Z-Z. Как показано на фиг.3В, положение этой линии центров тяжести сечений лопаток является функцией радиальной высоты (т.е. положения вдоль радиальной оси Z-Z.) Линия центров тяжести сечений лопаток проходит, таким образом, от точки Za наименьшей высоты до точки Zb наибольшей высоты. Точка Za принадлежит к пересечению лопатки и внутренней стенки канала течения воздушного потока, а ее высота соответствует средней высоте точек передней кромки и задней кромки лопатки, находящихся в том же пересечении. Точка Zb соответствует высоте последнего сечения лопатки, полностью расположенного в канале течения воздушного потока.

Лопатка дополнительно ограничена в радиальном направлении основанием 16 и внешней кромкой 18 лопатки, а в продольном направлении - передней кромкой 20 и задней кромкой 22. Лопатка 2, кроме того, закручена, начиная от ее основания 16 до внешней кромки 18, для взаимодействия с воздушным потоком 12, проходящим по лопатке в процессе ее работы. В частности, из фиг.3А и ЗВ видно, что лопатка может быть схематично разделена на нижнюю часть 24, среднюю часть 26 и верхнюю часть 28. Нижняя часть 24 расположена вдоль радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя между основанием 16 лопатки и нижней границей 30 средней части 26, а верхняя часть 28 расположена в радиальном направлении между верхней границей 32 средней части 26 и внешней кромкой 18 лопатки.

В соответствии с изобретением линия 33 передней кромки 20 лопатки имеет в нижней части 24 лопатки наклон α вперед или назад в продольном направлении, а в средней части 26 лопатки - наклон β назад в продольном направлении. Кроме того, линия 33 передней кромки в верхней части 28 лопатки имеет наклон γ назад в продольном направлении, а линия 15 центров тяжести сечений лопатки в верхней части 28 лопатки - наклон δ в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки.

Линия 33 передней кромки лопатки образуется проекцией точек передней кромки 20 лопатки с одинаковой радиальной высотой на меридианную плоскость, образованную продольной осью Х-Х и радиальной осью Z-Z (как это схематично изображено на фиг.3А, где ось Х-Х условно изображена проходящей через основание лопатки). Данная линия 33 передней кромки, таким образом, является функцией радиальной высоты (радиуса) точек передней кромки. Радиус точек передней кромки определен между точкой наименьшего радиуса Ra, которая соответствует пересечению передней кромки 20 лопатки и внутренней стенки канала течения воздушного потока, и точкой максимального радиуса Rb, соответствующей пересечению передней кромки и внешней кромки лопатки.

Под "наклоном вперед" в продольном направлении линии 33 передней кромки следует понимать такое положение, при котором линия передней кромки 20 лопатки наклонена к передней части вентилятора, т.е. к входу воздушного потока 12, проходящего через этот вентилятор. Аналогично, "наклон назад" в продольном направлении означает, что линия передней кромки наклонена к задней части вентилятора, т.е. в направлении течения воздушного потока 12, проходящего через этот вентилятор. Кроме того, под "наклоном в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки", следует понимать такое положение, при котором линия 15 центров тяжести сечений лопатки наклонена относительно тангенциальной оси Y-Y, причем этот наклон в тангенциальном направлении осуществлен против направления вращения F вентилятора. Все углы наклонов α, β, γ и δ определены относительно радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя.

В этой конфигурации передняя кромка лопатки по изобретению содержит "граничную точку" Rv, расположенную на уровне нижней границы 30 средней части 26 и соответствующую наименьшей продольной абсциссе, т.е. абсциссе, имеющей отрицательный знак при наибольшей абсолютной величине, поскольку абсцисса (линия, параллельная продольной оси Х-Х турбореактивного двигателя) ориентирована в направлении течения воздушного потока 12. Передняя кромка лопатки по изобретению имеет также прогиб назад, связанный с тангенциальным смещением сечений лопатки в направлении, противоположном направлению вращения вентилятора. На фиг.2 и 3В хорошо виден этот прогиб назад и соответствующее ему смещение в тангенциальном направлении.

Полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что "граничная" точка Rv, соответствующая наименьшей продольной абсциссе ("точка наименьшей продольной абсциссы"), расположена на высоте, составляющей от 40% до 75% полной радиальной высоты лопатки. Эта радиальная высота измеряется от основания 16 до внешней кромки 18 лопатки. Наименьшая радиальная высота, равная 0%, соответствует по определению точке Ra пересечения передней кромки с внутренней стенкой канала течения воздушного потока, а наибольшая радиальная высота, равная 100%, соответствует точке Rb пересечения передней кромки с внешней кромкой у внешней стенки канала течения воздушного потока. Для сравнения на фиг.3А и 3В пунктирной линией изображена известная лопатка. Из фиг.3А заметно, в частности, что передняя кромка этой лопатки также содержит точку наименьшей продольной абсциссы. Эта точка наименьшей продольной абсциссы расположена, однако, значительно ниже, чем у лопатки по настоящему изобретению (на радиальной высоте, составляющей около 30%).

Кроме того, видно, что граница между средней частью 26 и верхней частью 28 лопатки определяется, с одной стороны, для линии 33 передней кромки путем деления сегмента, соединяющего точки Rv и Rb, на две равные части, а с другой стороны, для линии 15 центров тяжести сечений лопатки путем деления сегмента, соединяющего точки Zv (высота которой равна высоте точки Rv) и Zb, также на две равные части.

Другое полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что угол наклона α линии 33 передней кромки в нижней части 24 в продольном направлении составляет от -5° до 15°. Следует отметить, что, если величина этого наклона отрицательна, он соответствует наклону линии передней кромки назад, а если она положительна, этот наклон соответствует наклону вперед. Данная конфигурация позволяет ограничить угол сопряжения основания 16 лопатки с внутренней стенкой канала течения воздушного потока. Механические напряжения, действующие на лопатку на уровне ее нижней части, благодаря этому становятся меньше, чем в случае известной лопатки, для которой этот угол сопряжения больше. Дополнительно, угол наклона β линии 33 передней кромки в средней части 26 лопатки назад в продольном направлении предпочтительно составляет от 5° до 20°.

Еще одно полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что линия передней кромки в верхней части 28 лопатки имеет наклон γ назад в продольном направлении (фиг.3А), угол которого составляет от 20° до 50°, а линия 15 центров тяжести сечений верхней части лопатки имеет наклон δ в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки (фиг.3В), угол которого относительно радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя составляет от 20° до 50°.

Дальнйшее полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что линия 15 центров тяжести сечений нижней части 24 лопатки может также иметь наклон φ в тангенциальном направлении. Угол этого наклона φ в тангенциальном направлении относительно радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°. Если угол этого наклона φ отрицателен, наклон φ направлен против направления вращения лопатки, а если этот угол положителен, он направлен по направлению вращения лопатки.

Кроме того, линия 15 центров тяжести сечений средней части 26 лопатки может также иметь наклон ε в тангенциальном направлении. Угол этого наклона ε в тангенциальном направлении относительно радиальной оси Z-Z турбореактивного двигателя предпочтительно составляет от -5° до 15°. Если угол этого наклона ε отрицателен, наклон ε направлен по направлению вращения лопатки, а если этот угол положителен, он направлен против направления вращения лопатки.

Все эти наклоны α, β, γ, δ, φ и ε соответствуют прогибу назад, явно выраженному и в продольном, и в тангенциальном направлениях. Сочетание этого прогиба назад и наличия высоко расположенной "граничной точки" позволяет, в частности, значительно уменьшить угол атаки профилей лопатки. Это значительное уменьшение угла атаки, в частности, приводит на уровне верхней части 28 лопатки к установлению особого режима, позволяющего уменьшить широкополосные шумы, порождаемые течением воздуха, проходящего через вентилятор. Кроме того, разделение давления воздушного потока, проходящего через вентилятор, в радиальном направлении по лопатке согласно настоящему изобретению позволяет сосредоточить прохождение воздушного потока в верхней части лопатки.

При необходимости в одном из вариантов осуществления изобретения может быть предусмотрена возможность наклона вперед (на чертежах это не показано) сечений верхней части лопатки с целью улучшения механических свойств лопатки. Данные сечения расположены в верхней зоне верхней части 28 лопатки, заключенной между 80% и 100% ее радиальной высоты. Наклон этих сечений пера лопатки вперед соответствует наклону линии передней кромки этой зоны вперед в продольном направлении. Угол этого наклона может, например, составлять от 5° до 20°. Локальный наклон этих сечений уравновешивает лопатку, ограничивая расстояния между центрами тяжести сечений лопатки, не влияя в то же время на аэродинамические параметры геометрии лопатки.

Вышеописанная лопатка является частью вентилятора турбореактивного двигателя. Однако должно быть понятно, что настоящее изобретение охватывает также лопатки компрессоров высокого и низкого давления турбореактивного двигателя. Дополнительно следует отметить, что другие геометрические характеристики лопатки (хорда, толщина, профиль задней кромки, вогнутость лопатки и т.д.) не были описаны потому, что не являются предметом настоящего изобретения.

Claims

1. Вращающаяся лопатка турбореактивного двигателя, подверженная воздействию продольного газового потока и содержащая множество сечений, расположенных вдоль линии (15) центров тяжести сечений лопатки, между основанием (16) и внешней кромкой (18) лопатки, которая ограничена в продольном направлении передней кромкой (20) и задней кромкой (22) и содержит в направлении вдоль радиальной оси (Z-Z) турбореактивного двигателя нижнюю часть (24), среднюю часть (26) и верхнюю часть (28), причем нижняя часть расположена в радиальном направлении между основанием (16) лопатки и нижней границей (30) средней части, а верхняя часть расположена в радиальном направлении между верхней границей (32) средней части и внешней кромкой (18) лопатки, отличающаяся тем, что линия (33) передней кромки в нижней части (24) имеет наклон (α) в продольном направлении, линия передней кромки в средней части (26) имеет наклон (β) назад в продольном направлении, линия передней кромки в верхней части (28) имеет наклон (γ) назад в продольном направлении, а линия (15) центров тяжести сечений лопатки верхней части имеет наклон (δ) в тангенциальном направлении, противоположном направлению вращения лопатки.

2. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что радиальная высота нижней границы (30) средней части (26) лопатки составляет от 40 до 75% от радиальной высоты лопатки, измеренной между ее основанием (16) и внешней кромкой (18).

3. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что угол наклона (α) линии передней кромки в нижней части (24) в продольном направлении относительно радиальной оси (Z-Z) турбореактивного двигателя составляет от -5 до 15°.

4. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что угол наклона (β) линии передней кромки в средней части (26) в продольном направлении назад относительно радиальной оси (Z-Z) турбореактивного двигателя составляет от 5 до 20°.

5. Лопатка по п.1, отличающаяся тем, что угол наклона (γ) линии передней кромки в верхней части (28) в продольном направлении назад составляет от 20 до 50°, а угол наклона (δ) линии (15) центров тяжести сечений лопатки верхней части (28) в тангенциальном направлении составляет от 20 до 50° относительно радиальной оси (Z-Z) турбореактивного двигателя.

6. Лопатка по п.3, отличающаяся тем, что линия (15) центров тяжести сечений лопатки нижней части (24) дополнительно имеет наклон (Ф) в тангенциальном направлении, угол которого относительно радиальной оси (Z-Z) турбореактивного двигателя составляет от - 5 до 15°.

7. Лопатка по п.4, отличающаяся тем, что линия (15) центров тяжести сечений лопатки средней части (26) дополнительно имеет наклон (ε) в тангенциальном направлении, угол которого составляет от -5 до 15° относительно радиальной оси (Z-Z) турбореактивного двигателя.

8. Лопатка по любому из пп.1-7, отличающаяся тем, что верхняя часть (28) дополнительно содержит верхнюю зону, ограниченную в радиальном направлении внешней кромкой (18) лопатки, причем линия (33) передней кромки в верхней зоне имеет наклон вперед в продольном направлении.

9. Вращающийся узел турбореактивного двигателя, через который проходит газовый поток, отличающийся тем, что содержит множество лопаток, выполненных в соответствии с любым из пп.1-8.

10. Вращающийся узел по п.9, отличающийся тем, что представляет собой вентилятор турбореактивного двигателя.

11. Вращающийся узел по п.9, отличающийся тем, что представляет собой компрессор турбореактивного двигателя.