РОДСТВЕННЫЕ ЗАЯВКИ
[001] Настоящая заявка относится к следующим находящимся на стадии совместного рассмотрения заявкам, имеющим номера №254997, №254998, №254999 и №255005 в реестре GE, все из которых были поданы одновременно с настоящей заявкой.
ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[002] Настоящая заявка и ожидаемый патент в целом относятся к турбинному соплу для газотурбинного двигателя и, в частности, относятся к профилю аэродинамической части сопловой лопатки для ступени турбины.
[003] В газовой турбине в каждой ступени должно быть выполнено некоторое количество системных требований с целью удовлетворения целей проектирования. Эти цели проектирования могут включать, но не ограничиваться этим, полный повышенный к.п.д. и нагрузочную способность аэродинамической части. Например, профиль аэродинамической части сопловой лопатки турбины должен удовлетворять тепловым и механическим эксплуатационным требованиям конкретной ступени. Кроме того, также должны быть соблюдены срок службы компонентов и плановые издержки.
[004] Существует, таким образом, необходимость в улучшенном профиле аэродинамической части сопловой лопатки турбины для использования в турбине и аналогичном ей устройстве. Такая усовершенствованная конструкция аэродинамической части должна обеспечивать заложенные характеристики и повышать полную производительность газовой турбины вместе с длительным сроком службы и разумными расходами на производство и эксплуатацию.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[005] Аспект настоящего изобретения может быть реализован с помощью турбинной сопловой лопатки, содержащей аэродинамическую часть, имеющую аэродинамический профиль, причем аэродинамическая часть сопловой лопатки имеет оптимальный профиль, по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, указанными в Таблице 1, где значения X, Y и Z являются безразмерными величинами со значениями от 0% до 100%, преобразуемыми в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на высоту аэродинамической части лопатки, причем Х и Y представляют собой расстояния, которые, будучи соединены гладкими непрерывными дугами, задают части профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, а части профиля аэродинамической части лопатки на расстояниях Z плавно соединены друг с другом для формирования законченной аэродинамической формы.
[006] Аспект настоящего изобретения может быть реализован с помощью турбинной сопловой лопатки, содержащей аэродинамическую часть, имеющую оптимальный аэродинамический профиль без покрытия на стороне пониженного давления, по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат на стороне пониженного давления, приведенными в Таблице 1, причем значения X, Y и Z декартовой системы координат представляют собой безразмерные значения от 0% до 100%, преобразуемые в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на высоту аэродинамической части лопатки, причем Х и Y представляют собой расстояния, которые, будучи соединены гладкими непрерывными дугами, задают части профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, а части профиля аэродинамической части лопатки на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием законченной аэродинамической формы на стороне пониженного давления, при этом расстояния X, Y и Z являются масштабируемыми как функция одной и той же постоянной или числа, чтобы получить аэродинамическую часть лопатки увеличенного или уменьшенного масштаба.
[007] Аспект настоящего изобретения может быть реализован в турбине, содержащей рабочее колесо с сопловыми лопатками, каждая из которых имеет аэродинамическую часть, которая на стороне пониженного давления имеет аэродинамическую форму, при этом аэродинамическая часть лопатки имеет оптимальный профиль, по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат на стороне пониженного давления, приведенными в Таблице 1, причем значения X, Y и Z декартовой системы координат являются безразмерными значениями от 0% до 100%, преобразуемыми в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на высоту аэродинамической части лопатки, а Х и Y представляют собой расстояния, которые, будучи соединены гладкими непрерывными дугами, задают части профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, причем части профиля аэродинамической части лопатки на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием на стороне пониженного давления законченной аэродинамической формы.
[008] Эти и другие признаки и усовершенствования настоящей заявки и ожидаемый патент должны стать очевидными для специалиста при рассмотрении последующего подробного описания, совместно с несколькими чертежами и прилагаемой формулой изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[009] Фиг.1 представляет собой схему газотурбинного двигателя в соответствии с аспектом настоящего изобретения;
[0010] Фиг.2 представляет собой схематическое изображение части турбины, имеющей сопловую лопатку, как описано в настоящем документе, в соответствии с аспектом настоящего изобретения;
[0011] Фиг.3 представляет собой вид в аксонометрии части сопловой лопатки турбины, изображающий аэродинамическую часть лопатки, как описано в настоящем документе, в соответствии с аспектом настоящего изобретения; и
[0012] Фиг.4 представляет собой поперечный разрез аэродинамической части лопатки, показанной на Фиг.3, в соответствии с аспектом настоящего изобретения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0013] Обратимся теперь к чертежам, на которых одинаковые номера позиций относятся к подобным элементам на нескольких видах, причем Фиг.1 схематически изображает газотурбинный двигатель 10, который может быть использован в настоящем документе. Газотурбинный двигатель 10 может содержать компрессор 15. Компрессор 15 сжимает входящий поток воздуха 20. Компрессор 15 подает сжатый поток воздуха 20 в камеру 25 сгорания. Камера 25 сгорания смешивает сжатый поток воздуха 20 с находящимся под давлением потоком топлива 30 и воспламеняет смесь для создания потока газов 35 сгорания. Хотя изображена только одна камера 25 сгорания, газотурбинный двигатель 10 может содержать любое количество камер 25 сгорания. Поток газов 35 сгорания, в свою очередь, подается в турбину 40. Поток газов 35 сгорания приводит в действие турбину 40, чтобы создать механическую работу. Механическая работа, создаваемая в турбине 40, приводит в действие компрессор 15 посредством вала 45 и внешней нагрузки 50, такой как электрический генератор и тому подобное.
[0014] Газотурбинный двигатель 10 может использовать природный газ, различные виды синтетического газа и/или другие виды топлива. Газотурбинный двигатель 10 может представлять собой любой двигатель из целого множества различных газотурбинных двигателей, выпускаемых компанией General Electric Company в Скенектэди, штат Нью-Йорк, США, включая, но не ограничиваясь такими, как газотурбинные двигатели большой мощности 7-ой или 9-ой серий, и тому подобное. Газотурбинный двигатель 10 может иметь различные конфигурации и может использовать другие типы компонентов. Следует понимать, что в настоящем документе также могут быть использованы и другие типы газотурбинных двигателей. Также, вместо несколько газотурбинных двигателей могут быть использованы другие типы турбин и другие виды энергогенерирующего оборудования.
[0015] Фиг.2 изображает схему турбины 100, как может быть описано в настоящем документе. Турбина 100 может содержать первую ступень 110, вторую ступень 120, третью ступень 130, четвертую ступень 140, пятую ступень 142, шестую ступень 144 и т.д. В настоящем документе может быть использовано любое количество ступеней. Например, первая ступень 110 может содержать некоторое количество отстоящих друг от друга по окружности сопловых лопаток 150 и рабочих лопаток 160. Рабочие лопатки 160 первой ступени установлены на роторе 170 турбины. Сопловые лопатки 150 отстоят друг от друга по окружности и неподвижны относительно оси ротора. Вторая ступень турбины 100 содержит некоторое количество отстоящих друг от друга по окружности сопловых лопаток 180 и некоторое количество отстоящих друг от друга по окружности рабочих лопаток 190, установленных на роторе 170. Третья ступень также содержит некоторое количество отстоящих друг от друга по окружности сопловых лопаток 200 и рабочих лопаток 210, установленных на роторе 170. Четвертая ступень 140 содержит некоторое количество отстоящих друг от друга по окружности сопловых лопаток 220 и рабочих лопаток 230, установленных на роторе 170. Пятая ступень 142 содержит некоторое количество отстоящих друг от друга по окружности сопловых лопаток 232 и рабочих лопаток 234, установленных на роторе 170. Шестая ступень 144 содержит некоторое количество отстоящих друг от друга по окружности сопловых лопаток 236 и рабочих лопаток 238, установленных на роторе 170. Опять же, в настоящем документе может быть использовано любое количество ступеней. Следует иметь в виду, что сопловые лопатки и рабочие лопатки расположены в газовом тракте 240 турбины. В настоящем документе могут быть использованы другие компоненты и другие конфигурации.
[0016] Со ссылкой на Фиг.3 и 4 следует иметь в виду, что каждая сопловая лопатка 180 имеет аэродинамическую часть 250, как показано на чертеже. Аэродинамическая часть 250 сопловой лопатки может иметь сторону 270 повышенного давления и сторону 260 пониженного давления. Сторона 260 пониженного давления изображена на Фиг.3, а сторона 270 повышенного давления расположена на противоположной стороне аэродинамической части 250. Таким образом, каждая из сопловых лопаток 180 имеет профиль аэродинамической части в любом поперечном разрезе в форме аэродинамической части 250. Концевая часть 280 находится на верхней части аэродинамической части 250 или вблизи нее, а основание 290 расположено на нижней части аэродинамической части 250 или вблизи нее. Аэродинамическая часть 250 лопатки также имеет переднюю кромку 300 и заднюю кромку 310 и проходящую между ними хорду с длиной 320. Основание 290 соответствует безразмерной величине Z со значением Z в Таблице 1, равным 0. Концевая часть 280 аэродинамической части 250 лопатки соответствует безразмерной величине Z со значением Z в Таблице 1, равным 100. Значения X, Y и Z приведены в процентах от значений длины аэродинамической части лопатки. Исключительно в качестве не ограничивающего примера, высота аэродинамической части сопловой лопатки может иметь значение в диапазоне от приблизительно 8 дюймов до приблизительно 28 дюймов (от приблизительно 20 сантиметров до приблизительно 70 сантиметров), от приблизительно 8 дюймов до приблизительно 25 дюймов (от приблизительно 20 сантиметров до приблизительно 62,5 сантиметров), или от приблизительно 14 дюймов до приблизительно 18 дюймов (от приблизительно 35 сантиметров до приблизительно 45 сантиметров). Тем не менее, следует понимать, что также могут использоваться высоты выше или ниже этого диапазона, как требуется в конкретном применении. Аэродинамическая часть 250 лопатки может использоваться в любой ступени, включая, но не ограничиваясь этим, первую ступень, вторую ступень, третью ступень, четвертую ступень, пятую ступень и т.д.
[0017] Требованием для газового тракта 240 газовой турбины является наличие аэродинамических частей лопаток, которые отвечают техническим требованиям аэродинамической и механической нагрузки и производительности лопатки. Чтобы определить аэродинамическую форму каждой аэродинамической части лопатки, имеется уникальный набор мест или геометрические места точек в пространстве, которые отвечают требованиям к ступени и могут быть изготовлены. Эти уникальные геометрические места точек соответствуют требованиям производительности ступени, и их получают путем итерации между аэродинамическими и механическими нагрузками, обеспечивая эффективную, безопасную и бесперебойную работу турбины. Эти геометрические места точек являются уникальными и специфическими для системы. Геометрическое место точек, которое определяет профиль аэродинамической части сопловой лопатки, содержит набор из приблизительно 2200 точек с размерами X, Y и Z относительно начала системы координат. Значения X, Y и Z декартовой системы координат, приведенные ниже в Таблице, задают профиль аэродинамической части сопловой лопатки в различных геометрических местах точек вдоль ее длины. В Таблице 1 приведены данные для аэродинамической части без покрытия. Диапазон / допуск для координат составляет приблизительно +/- 5% в направлении, перпендикулярном поверхности аэродинамической части в любом месте, и/или приблизительно +/- 5% от длины 320 хорды в направлении, перпендикулярном поверхности аэродинамической части в любом месте. Началом координат для точек данных является передняя кромка основания 260. Значения координат для координат X, Y и Z приведены ниже в Таблице 1 в безразмерных величинах с независимой размерностью высоты лопатки, хотя могут быть использованы и другие независимые единицы или размерности при преобразовании значений соответствующим образом. Значения X, Y и Z, приведенные в Таблице 1, также выражены в безразмерном виде (X, Y, и Z) от 0% до 100% от высоты лопатки или высоты аэродинамической части лопатки. В качестве только одного примера, значения X, Y и Z декартовой системы координат могут быть преобразованы в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z на высоту аэродинамической части лопатки у задней кромки, и путем умножения на константу (например, 100). Для преобразования значения Z в значение координаты Z, выраженное, например, в дюймах (сантиметрах), безразмерное значение Z, приведенное в Таблице 1, умножают на длину Z аэродинамической части лопатки в дюймах (сантиметрах). Как описано выше, декартова система координат имеет ортогонально связанные друг с другом оси X, Y и Z, причем ось Х лежит в целом параллельно оси ротора турбины, т.е. оси вращения, а положительное значение координаты Х является осевым в сторону задней части, т.е. выхлопному концу турбины. Положительное значение координаты Y проходит по касательной к направлению вращения ротора, а положительное значение координаты Z проходит радиально наружу в сторону концевой части сопловой лопатки. Все значения, приведенные в Таблице 1, даны при комнатной температуре и не округлены.
[0018] Путем определения значений Х и Y координат в выбранных местах в Z направлении перпендикулярно плоскости X-Y, может быть установлено сечение профиля или профиль аэродинамической части сопловой лопатки на каждом расстоянии Z вдоль длины аэродинамической части. Путем соединения значений Х и Y плавными непрерывными дугами, каждое сечение профиля на каждом расстоянии Z фиксировано. Профили аэродинамической части лопатки в различных местах поверхности между расстояниями Z определяются путем плавного соединения соседних сечений профиля друг с другом, чтобы сформировать профиль аэродинамической части лопатки.
[0019] Для задания профиля аэродинамической части лопатки сгенерированные в Таблице 1 значения приведены с точностью до трех знаков после запятой. По мере того как лопатка нагревается на поверхности, напряжения и температура приводят к изменению значений X, Y и Z. Соответственно, значения для профиля, приведенные в Таблице 1, представляют собой окружающие, нерабочие или негорячие условия (например, при комнатной температуре) и для аэродинамической части лопатки без покрытия.
[0020] Имеются типичные производственные допуски, а также покрытия, которые должны быть учтены для фактического профиля аэродинамической части лопатки. Каждое сечение соединяется непрерывно с другими сечениями, чтобы сформировать законченную аэродинамическую форму. Поэтому следует понимать, что +/- типичные производственные допуски, т.е. +/- значения, включая любую толщину покрытия, являются добавкой к значениям Х и Y, приведенным в Таблице 1. Соответственно, расстояние приблизительно +/- 5% в направлении, перпендикулярном поверхности в любом месте вдоль профиля аэродинамической части лопатки, задает огибающую профиля аэродинамической части для заданной конструкции аэродинамической части лопатки и турбины, т.е. диапазон изменения между измеренными точками на фактической поверхности аэродинамической части лопатки при оптимальной холодной или комнатной температуре и идеальное положение этих точек, как указано в Таблице 1 при той же температуре. Данные являются масштабируемыми, а геометрия относится ко всем аэродинамическим масштабам как при 3000 оборотах в минуту, так и выше и/или ниже 3000 оборотов в минуту. Конструкция аэродинамической части лопатки устойчива к этому диапазону изменения без ухудшения механических и аэродинамических функций.
[0021]
[0022] Следует также отметить, что аэродинамическую часть 250 лопатки, раскрытую в приведенной выше Таблице 1, можно масштабировать в меньшую или большую сторону геометрически для использования в других подобных конструкциях турбин. Следовательно, значения координат, приведенные в Таблице 1, можно масштабировать в меньшую или большую сторону так, что форма аэродинамического профиля остается неизменной. Масштабированная модель координат в Таблице 1 будет представлена значениями X, Y и Z координат из Таблицы 1, где X, Y и Z представляют собой безразмерные значения координат, преобразованные в дюймы (сантиметры), путем умножения или деления на константу.
[0023] Важным термином в данном описании является «профиль». Профиль представляет собой диапазон вариаций между измеренными точками на поверхности профиля и идеальным положением, перечисленным в Таблице 1. Фактический профиль на изготовленной лопатке будет отличаться от указанного в Таблице 1, при этом конструкция является устойчивой к этой вариации, что означает, что механические и аэродинамические функции не нарушаются. Как отмечалось выше, в данном документе используется допуск профиля примерно + или -5%. Все значения X, Y и Z являются безразмерными по отношению к высоте аэродинамической части лопатки.
[0024] Раскрытая форма аэродинамической части лопатки оптимизирует условия и технические характеристики и является специфической для условий и технических характеристик машины. Форма аэродинамической части лопатки обеспечивает уникальный профиль для получения (1) взаимодействия между другими ступенями в турбине высокого давления, (2) аэродинамической эффективности и (3) нормированных аэродинамических и механических нагрузок лопатки. Раскрытые геометрические места точек обеспечивают газовым турбинам или любым другим подходящим турбинам возможность работы в эффективном, безопасном и бесперебойном режиме. Как также было отмечено, может использоваться любой масштаб раскрытой аэродинамической части лопатки, до тех пор, пока в турбине с измененным масштабом поддерживаются: (1) взаимодействие между другими ступенями в турбине высокого давления, (2) аэродинамическая эффективность и (3) нормированные аэродинамические и механические нагрузки лопатки.
[0025] Описанная в настоящем документе аэродинамическая часть 250 лопатки, таким образом, улучшает эффективность всей газовой турбины 100 целиком. В частности, аэродинамическая часть 250 лопатки обеспечивает требуемый градиент изменения К.П.Д. турбины с высотой (изотермический, горячий, холодный, частичная нагрузка, и т.д.). Аэродинамическая часть 250 лопатки также отвечает всем требованиям аэромеханики и нагрузки.
[0026] Из вышеизложенного должно быть очевидно, что все это относится только к определенным вариантам выполнения настоящего изобретения и ожидаемого патента. Многочисленные изменения и модификации могут быть сделаны специалистом без отступления от объема и сущности изобретения, как определено в формуле изобретения и ее эквивалентах.
Предложена сопловая лопатка (180) турбины, содержащая аэродинамическую часть, имеющую аэродинамическую форму. Аэродинамическая часть имеет оптимальный профиль, по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в Таблице 1. Указанные значения X, Y и Z являются безразмерными величинами со значениями от 0% до 100%, преобразуемыми в размерные расстояния в дюймах (сантиметрах) путем умножения этих значений X, Y и Z на высоту аэродинамической части лопатки в дюймах (сантиметрах). Х и Y представляют собой расстояния в дюймах (сантиметрах), которые, будучи соединены гладкими непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z. Сечения профиля аэродинамической части лопатки на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием законченной аэродинамической формы. Достигаются оптимальные условия и технические характеристики аэродинамической эффективности и нормированных аэродинамических и механических нагрузок лопатки. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.
1. Сопловая лопатка (180) турбины, содержащая аэродинамическую часть, имеющую аэродинамическую форму, причем аэродинамическая часть сопловой лопатки имеет оптимальный профиль по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в Таблице 1, причем указанные значения X, Y и Z являются безразмерными величинами со значениями от 0% до 100%, преобразуемыми в размерные расстояния путем умножения этих значений X, Y и Z на высоту аэродинамической части сопловой лопатки, при этом Х и Y представляют собой расстояния, которые, будучи соединены гладкими непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, причем сечения профиля аэродинамической части лопатки на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием законченной аэродинамической формы.
2. Сопловая лопатка (180) по п.1, образующая часть ступени турбины.
3. Сопловая лопатка (180) по п.1, в которой аэродинамическая форма находится в огибающей с по меньшей мере одним допуском из +/-5% и +/-5% от длины хорды в направлении, перпендикулярном любому месту поверхности аэродинамической части лопатки.
4. Сопловая лопатка (180) по п.1, имеющая высоту от приблизительно 8 дюймов (20 сантиметров) до приблизительно 28 дюймов (70 сантиметров).
5. Сопловая лопатка (180) турбины, содержащая аэродинамическую часть, имеющую на стороне пониженного давления оптимальный аэродинамический профиль без покрытия по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат стороны пониженного давления, приведенными в Таблице 1, причем указанные значения X, Y и Z являются безразмерными значениями от 0% до 100%, преобразуемыми в размерные расстояния путем умножения этих значений X, Y и Z на высоту аэродинамической части сопловой лопатки, при этом Х и Y представляют собой расстояния, которые, будучи соединенными гладкими непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, причем сечения профиля аэродинамической части лопатки на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием законченной аэродинамической формы стороны пониженного давления, при этом расстояния X, Y и Z являются масштабируемыми как функция одной и той же постоянной или числа для получения аэродинамической части лопатки увеличенного или уменьшенного размера.
6. Сопловая лопатка (180) по п.5, образующая часть ступени турбины.
7. Сопловая лопатка (180) по п.5, в которой аэродинамическая форма стороны пониженного давления находится в огибающей с по меньшей мере одним допуском из +/-5% и +/-5% от длины хорды в направлении, перпендикулярном любому месту поверхности аэродинамической части лопатки.
8. Сопловая лопатка (180) по п.5, имеющая высоту от приблизительно 8 дюймов (20 сантиметров) до приблизительно 28 дюймов (70 сантиметров).
9. Турбина (100), содержащая сопловые лопатки (180), каждая из которых имеет аэродинамическую часть с аэродинамическим профилем на стороне пониженного давления, причем аэродинамическая часть лопатки имеет оптимальный аэродинамический профиль, по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат стороны пониженного давления, приведенными в Таблице 1, причем указанные значения X, Y и Z являются безразмерными значениями от 0% до 100%, преобразуемыми в размерные расстояния в дюймах (сантиметрах) путем умножения этих значений X, Y и Z на высоту аэродинамической части лопатки в дюймах (сантиметрах), при этом Х и Y представляют собой расстояния в дюймах (сантиметрах), которые, будучи соединенными гладкими непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, причем сечения профиля аэродинамической части лопатки на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием законченной аэродинамической формы стороны пониженного давления.
10. Турбина (100) по п.9, в которой указанные сопловые лопатки (180) составляют ступень турбины.
11. Турбина (100) по п.9, в которой Х представляет собой расстояние, параллельное оси вращения турбины.
12. Турбина (100) по п.9, в которой аэродинамическая форма на стороне (260) пониженного давления находится в огибающей с по меньшей мере одним допуском из +/-5% и +/-5% от длины хорды в направлении, перпендикулярном любому месту поверхности аэродинамической части лопатки.
13. Турбина (100) по п.9, в которой высота сопловой лопатки (180) составляет от приблизительно 8 дюймов (20 сантиметров) до приблизительно 28 дюймов (70 сантиметров).
14. Турбина (100) по п.9, в которой каждая сопловая лопатка (180) содержит аэродинамическую часть, имеющую аэродинамическую форму стороны (270) повышенного давления, причем указанная аэродинамическая часть имеет оптимальный профиль по существу в соответствии со значениями Х, Y и Z декартовой системы координат стороны повышенного давления, приведенными в Таблице 1, причем указанные значения X, Y и Z являются безразмерными значениями от 0% до 100%, преобразуемыми в размерные расстояния в дюймах (сантиметрах) путем умножения этих значений X, Y и Z на высоту аэродинамической части лопатки, при этом Х и Y представляют собой расстояния в дюймах (сантиметрах), которые, будучи соединенными гладкими непрерывными дугами, задают сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, причем сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z плавно соединены друг с другом с образованием полной аэродинамической формы.
15. Турбина (100) по п.14, в которой указанные сопловые лопатки (180) составляют ступень турбины.
16. Турбина (100) по п.14, в которой Х представляет собой расстояние, параллельное оси вращения турбины.
17. Турбина (100) по п.14, в которой аэродинамическая форма со стороны (270) повышенного давления находится в огибающей с по меньшей мере одним допуском из +/-5% и +/-5% от длины хорды в направлении, перпендикулярном любому месту поверхности аэродинамической части лопатки.
18. Турбина (100) по п.14, в которой высота сопловой лопатки (180) составляет от приблизительно 8 дюймов (20 сантиметров) до приблизительно 28 дюймов (70 сантиметров).
| FR 2900194 A1, 26.10.2007 | |||
| СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОГО РАСЦЕПЛЕНИЯ АВТОСЦЕПОК ДВИЖУЩИХСЯ ВАГОНОВ И УСТРОЙСТВО ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 2019 |
|
RU2728968C1 |
| АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ ТУРБИННОЙ ЛОПАТКИ (ВАРИАНТЫ) И ТУРБИНА (ВАРИАНТЫ) | 2004 |
|
RU2350756C2 |
| Способ профилирования рабочих и направляющих винтовых лопаток паровых и газовых турбин | 1946 |
|
SU70723A1 |
