CN1840864B - 一种涡轮机组压缩器 - Google Patents

一种涡轮机组压缩器 Download PDF

Info

Publication number
CN1840864B
CN1840864B CN2006100082064A CN200610008206A CN1840864B CN 1840864 B CN1840864 B CN 1840864B CN 2006100082064 A CN2006100082064 A CN 2006100082064A CN 200610008206 A CN200610008206 A CN 200610008206A CN 1840864 B CN1840864 B CN 1840864B
Authority
CN
China
Prior art keywords
compressor
turbines
bleeder hole
motion
angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN2006100082064A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1840864A (zh
Inventor
阿麦尔·塔耶拉斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN1840864A publication Critical patent/CN1840864A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1840864B publication Critical patent/CN1840864B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/682—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps by fluid extraction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/023—Details or means for fluid extraction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种涡轮机组压缩器，其包括：至少多个运动翼片(16)，和在相对于涡轮机组中心纵轴(12)的轴向方向与运动翼片有一定间隔的多个静态叶片(18)，以及一个包围所述多个运动翼片的壳体(14)，其特征在于：所述静态壳体包括许多抽气孔(24)，集中在翼弦长度的5％-50％范围内，直径小于或等于所述翼弦长度的30％，每个所述抽气孔相对于所述纵向中心轴在两个角度倾斜。有利的是，每个所述的抽气孔具有一相对于中心纵轴成范围在30°到90°的角φ的第一倾斜轴，还具有一垂直于第一轴且相对于中心纵轴成范围在30°到90°的角θ的第二倾斜轴。

Description

一种涡轮机组压缩器
技术领域
本发明涉及涡轮机组，它尤其涉及一种从这种涡轮机组的高压轴向压缩器的气流通道抽走空气的装置。
背景技术
在用于涡轮螺旋桨飞机的涡轮喷气发动机的高压轴向压缩器中(下面称为“涡轮机组”)，已知压缩器的运动翼片的端部和构成气流通道内壁的壳体之间的间隙降低了涡轮机组的驱动效率。而且，这个间歇能明显地改变和降低压缩器的工作，达到出现“泵吸”现象的程度。法国专利No.2 564 533给出一种关于这个问题的解决方法，为了避免在轴向压缩器中的泵吸，它描述了一种具体的方法，关联气流系统的具体结构来确定壳体的形状。这种结构相对复杂难于实施。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种涡轮机组压缩器，较现有技术，在效率上和相对于泵吸的工作安全余量(也称为泵吸余量)上具有重大的提高。
这些目的通过一种涡轮机组压缩器实现，其包括运动翼片，和在相对于涡轮机组中心纵轴的轴向方向与运动翼片有一定间隔的多个静态叶片，以及一个包围所述多个运动翼片的壳体，该压缩器的特征在于：所述静态壳体包括许多抽气孔，集中在翼弦长度的5％-50％范围内，直径小于或等于所述翼弦长度的30％，每个所述抽气孔相对于所述纵向中心轴在两个角度倾斜。
因此，由于这种把空气从运动翼片端部抽走的设置，泵吸余量增加了，有效率也得到显著提高。
抽走的空气流速和穿过涡轮机组的全部空气流速的比例最好在0.1％-5％的范围内。
在一有利实施方案中，所述静态壳体进一步包括倾斜的舌片，倾斜的舌片在每个抽气孔的两侧与所述多个运动翼片对齐设置，与水平成所述角度φ。
有利的是，每个所述的抽气孔具有一相对于中心纵轴成范围在30°到90°的角φ的第一倾斜轴，还具有一垂直于第一轴且相对于中心纵轴成范围在30°到90°的角θ的第二倾斜轴。
在预期实施例中，所述抽气孔可被交错设置或它们可由轴向对成的开口构成。这些抽气孔也可以是非圆形的。
附图说明
结合附图和下面的非限定性说明，本发明的特点和优点将会更为清晰，其中：
图1是根据包含多个位于两个静态叶片级之间的运动翼片级的本发明的一部分压缩器的概括局部图；
图2是本发明第一实施例的图1壳体的俯视图；
图3是本发明第二实施例的图1壳体的俯视图；
图4是本发明第三实施例的图1壳体的俯视图；
图5和图6曲线图，分别以现有技术压缩器和本发明压缩器的效率和进入流速的函数说明压缩率的变化；
图7是本发明第一实施例的变体图1壳体内部视图；
图8是图1沿III-III线的剖面图；
图9是与图7类似的剖面图，是壳体的第一变体实施例的剖面图；
图10和11与图9类似，是壳体其他两个变体的实施例。
具体实施方式
图1是一部分高压轴向压缩器10的概括图，高压轴向压缩器10绕涡轮机组的纵向中心轴(驱动轴12)设置，在其外侧，有壳体14定义构成绕中心纵向轴的旋转表面。该压缩器包含多个(在轴向)连续的压缩级，每一级包括多个能够绕驱动轴转动的运动或“转动”翼片16，翼片16绕一圆周分布，包含静态或“静止”叶片18。在每个运动翼片的外端部20和包围压缩器的静态壳体14之间存在有间隙。该间隙是出现剧烈湍流的地点，剧烈湍流能导致各级之间的流构造恶化并因此降低压缩器的工作性能，在极端情况下能导致被称之为“泵吸”或“分流”的现象，构成压缩率的瞬间下跌和穿过压缩器的气流的反转，反转气流随后从压缩器的逆流端出现。
在本发明中，相对于泵吸的工作安全余量通过增加设置在运动翼片端部的空气抽取装置得到增加，例如大致设置在前缘22附近。
该抽气装置包括多个孔24，孔24最好是圆柱状并穿过静态壳体14，集中在翼弦长度的5％-50％范围内，直径小于或等于所述翼弦长度的30％，其中翼弦是直线线段，把运动翼片的前缘和后缘连在一起。作为抽气流速与穿过压缩器的全部空气流速比的函数，确定抽气孔的数量。如发明人使用多种测量手段确定的那样，典型情况下，以抽走的空气的比率占在0.1％-5％时可保证机器的有效运转。
这些抽气孔在两个角度倾斜，由投影到翼-翼平面相对于驱动轴成一范围在30°到90°(见图2)的角φ的第一轴和投影到子午平面(与第一平面垂直)与驱动轴成一范围在30°到90°的角θ的第二轴确定。专门挑选出最合适的角度φ和θ作为期望空气动力载荷的函数(如：由转子传递的空气压缩作业，由下面的关系给出：
ψ＝ΔH/V2
此处ΔH是穿过转子焓的增加，V是压缩器的转速。
无疑，不局限于抽气孔为圆柱体形状和线性排列成一列。
图3所示是抽气孔排成两列的实施例，抽气孔交错排列在上面提到的翼弦长度的5％-50％范围内。在图4中，这些抽气孔呈非圆形，如截面为矩形或椭圆。
还也能把抽气孔设计成轴向均匀分布的开口。在本发明实施实施方案中，以前因为凹面和凸面间存在压差而要穿过在运动翼片的端部20上方的间隙e的空气部分地穿过抽气孔24抽出。在一片翼片两面的干扰气流的降低对增加压缩器的稳定性和性能具有直接作用。此外，或许通过一保护金属板系统(未作图示)收集抽出的空气，并与由存在的用于驱动或如用于航空电子设备的其他目的的涡轮机组的抽气收集器收集的空气汇合。
因此，通过抽气装置获得的改进相当重要，为翼片的效率和压缩器的工作范围提供了极大的增加，如图5中所示，它以现有技术压缩器的效率(曲线30)和设置了本发明装置的压缩器的的效率(曲线32)函数图示了压缩率的变化，如图6所示，它以现有技术压缩器进入流速(曲线40)和装有本发明装置的压缩器的进入流速(曲线42)的函数说明了压缩率的变化。
可通过引导空气直接流向抽气孔如图7和8所示，进一步提高本发明的有效性，此处可以看到附加的倾斜的舌片50置于静态壳体上与多个运动翼片对齐，与抽气孔一样，它们相对于驱动轴12水平成同一角度φ。
可以观察到，如图9所示，象其他设置一样，这种设置可被安装在具有缩进(称为“沟槽”52)的壳体14，与翼片对齐，如图10和11所示。在图10中，可以看到，切槽绕抽气孔24分布，然而图11中，抽气孔24开在切槽的底部。
无疑，尽管上述描述本质上只涉及高压轴向压缩器，本发明装置还可应用于高压压缩器或低压压缩器的一个或多个超音速级。同样，本发明装置不是仅仅局限于安装在和驱动图1所示的运动翼片，完全有可能设想使用销卡或锤合翼片连接的手段。

Claims (9)

1.一种涡轮机组压缩器，其包括：至少多个运动翼片(16)，和在相对于涡轮机组中心纵轴(12)的轴向方向与运动翼片有一定间隔的多个静态叶片(18)，以及一个包围所述多个运动翼片的壳体(14)，其特征在于：所述静态壳体有多个穿过静态壳体的抽气孔(24)，集中在翼弦长度的5％-50％范围内，直径小于或等于所述翼弦长度的30％，每个所述抽气孔相对于所述纵向中心轴在两个角度倾斜。
2.如权利要求1所述的涡轮机组压缩器，其特征为：所述抽气孔具有一相对于中心纵轴成范围在30°到90°的角φ的第一倾斜轴，还具有一垂直于第一轴且相对于中心纵轴成范围在30°到90°的角θ的第二倾斜轴。
3.如权利要求1或2所述的涡轮机组压缩器，其特征为：抽走的空气流速和穿过涡轮机组的全部空气流速的比例在0.1％-5％的范围内。
4.如权利要求2所述的涡轮机组压缩器，其特征为：所述静态壳体进一步包括倾斜的舌片(50)，倾斜的舌片(50)在每个抽气孔的两侧与所述多个运动翼片对齐设置，与水平成所述角度φ。
5.如权利要求1或2所述的任何一种涡轮机组压缩器，其特征为：所述静态壳体进一步包括绕每个抽气孔设置的切槽(54)。
6.如权利要求1或2所述的任何一种涡轮机组压缩器，其特征为：所述抽气孔交错设置。
7.如权利要求1或2所述的任何一种涡轮机组压缩器，其特征为：所述抽气孔的截面为矩形或椭圆形。
8.如权利要求1或2所述的任何一种涡轮机组压缩器，其特征为：所述抽气孔由轴向均匀分布的开口构成。
9.一种涡轮机组，其包括一权利要求1到8中任意一条中所述的高压轴向压缩器。
CN2006100082064A 2005-02-16 2006-02-16 一种涡轮机组压缩器 Active CN1840864B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0501567A FR2882112B1 (fr) 2005-02-16 2005-02-16 Prelevement en tete des roues mobiles de compresseur haute pression de turboreacteur
FR0501567 2005-02-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1840864A CN1840864A (zh) 2006-10-04
CN1840864B true CN1840864B (zh) 2010-05-26

Family

ID=35229705

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2006100082064A Active CN1840864B (zh) 2005-02-16 2006-02-16 一种涡轮机组压缩器

Country Status (7)

Country Link
US (1) US7549838B2 (zh)
EP (1) EP1693572B1 (zh)
JP (1) JP5004476B2 (zh)
CN (1) CN1840864B (zh)
CA (1) CA2536132C (zh)
FR (1) FR2882112B1 (zh)
RU (1) RU2395010C2 (zh)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0616847D0 (en) * 2006-08-25 2006-10-04 Rolls Royce Plc Aeroengine bleed valve
EP2058524A1 (en) * 2007-11-12 2009-05-13 Siemens Aktiengesellschaft Air bleed compressor with variable guide vanes
FR2958694B1 (fr) * 2010-04-07 2014-04-18 Snecma Compresseur de moteur, en particulier de turboreacteur d'aeronef, muni d'un systeme de prelevement d'air
FR2970302B1 (fr) * 2011-01-11 2015-07-17 Snecma Turboreacteur a double flux
JP5591142B2 (ja) * 2011-02-16 2014-09-17 三菱重工業株式会社 回転機械の抽気構造
EP2532898A1 (de) * 2011-06-08 2012-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Axialturboverdichter
CN102312860B (zh) * 2011-09-01 2013-04-24 西北工业大学 一种吸力面抽吸的压气机静子叶片
CN103133057A (zh) * 2011-11-25 2013-06-05 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种t型槽结构吸附式空心静子叶片
US9399951B2 (en) * 2012-04-17 2016-07-26 General Electric Company Modular louver system
CN104603467B (zh) * 2012-09-06 2016-06-29 西门子公司 涡轮机和用于运行的方法
CN103994101B (zh) * 2013-02-19 2016-04-20 中国科学院工程热物理研究所 基于多级轴流压气机轮毂端壁自循环抽吸喷气装置及方法
US9810157B2 (en) 2013-03-04 2017-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor shroud reverse bleed holes
US9726084B2 (en) 2013-03-14 2017-08-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor bleed self-recirculating system
JP6037996B2 (ja) 2013-10-17 2016-12-07 三菱重工業株式会社 圧縮機、及びガスタービン
EP2868898A1 (de) 2013-10-30 2015-05-06 Siemens Aktiengesellschaft Verbesserter Teillastbetrieb einer Gasturbine mit einstellbarem Bypass-Strömungskanal
GB201702383D0 (en) * 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade with axial lean
CN108119406B (zh) * 2018-01-11 2020-11-27 南京航空航天大学 轴流压气机周向大间隔小通孔机匣
JP7041033B2 (ja) * 2018-09-26 2022-03-23 本田技研工業株式会社 軸流圧縮機
JP7228402B2 (ja) * 2019-02-18 2023-02-24 株式会社オティックス ターボチャージャ用コンプレッサハウジング及びその製造方法
CN110083869B (zh) * 2019-03-27 2021-02-26 南京航空航天大学 一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法
CN111734679A (zh) * 2020-07-02 2020-10-02 中国航发常州兰翔机械有限责任公司 一种带放气孔的航空发动机压气机内机匣及其加工方法
CN114183403B (zh) * 2022-02-14 2022-05-06 成都中科翼能科技有限公司 一种斜孔式处理机匣及压气机

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5707206A (en) * 1995-07-18 1998-01-13 Ebara Corporation Turbomachine
US6514039B1 (en) * 1999-11-25 2003-02-04 Rolls-Royce Plc Processing tip treatment bars in a gas turbine engine

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2248732A5 (zh) * 1973-10-23 1975-05-16 Onera (Off Nat Aerospatiale)
US4479755A (en) * 1982-04-22 1984-10-30 A/S Kongsberg Vapenfabrikk Compressor boundary layer bleeding system
JPS59168296A (ja) * 1983-03-16 1984-09-21 Hitachi Ltd 多段軸流圧縮機のサ−ジング防止装置
GB2158879B (en) * 1984-05-19 1987-09-03 Rolls Royce Preventing surge in an axial flow compressor
CA1314486C (en) * 1984-06-19 1993-03-16 Michael John Charles Waterman Axial flow compressor surge margin improvement
US5586859A (en) * 1995-05-31 1996-12-24 United Technologies Corporation Flow aligned plenum endwall treatment for compressor blades
JP3884880B2 (ja) * 1999-04-26 2007-02-21 淳一 黒川 羽根入口再循環流および羽根旋回失速を抑制したターボ機械
US6226974B1 (en) * 1999-06-25 2001-05-08 General Electric Co. Method of operation of industrial gas turbine for optimal performance
JP3841391B2 (ja) * 2000-03-17 2006-11-01 株式会社 日立インダストリイズ ターボ機械
US7147426B2 (en) * 2004-05-07 2006-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Shockwave-induced boundary layer bleed

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5707206A (en) * 1995-07-18 1998-01-13 Ebara Corporation Turbomachine
US6514039B1 (en) * 1999-11-25 2003-02-04 Rolls-Royce Plc Processing tip treatment bars in a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2006104789A (ru) 2007-09-27
EP1693572A3 (fr) 2011-05-18
FR2882112B1 (fr) 2007-05-11
CN1840864A (zh) 2006-10-04
FR2882112A1 (fr) 2006-08-18
EP1693572B1 (fr) 2015-11-04
EP1693572A2 (fr) 2006-08-23
CA2536132C (fr) 2013-06-18
CA2536132A1 (fr) 2006-08-16
JP2006226285A (ja) 2006-08-31
JP5004476B2 (ja) 2012-08-22
RU2395010C2 (ru) 2010-07-20
US7549838B2 (en) 2009-06-23
US20060182623A1 (en) 2006-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1840864B (zh) 一种涡轮机组压缩器
US6042333A (en) Adjustable pitch impeller
RU2220329C2 (ru) Изогнутая лопатка компрессора
EP1659293B1 (de) Strömungsmaschine
CA2364321C (en) Centrifugal air flow control
EP1942258B1 (en) Particle separator using boundary layer control
CA2507972C (en) Method and apparatus for assembling gas turbine engines
RU2630051C2 (ru) Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора
US20090274554A1 (en) Fluid flow machine including rotors with small rotor exit angles
US20080118362A1 (en) Transonic compressor rotors with non-monotonic meanline angle distributions
EP2861871B1 (en) Wet gas compressor and method
JP2003517525A (ja) 圧縮機端壁ブリードシステム
EP2634087A2 (en) Airfoils for use in rotary machines
CA2458550C (en) Double flow compressor
EP2562370A2 (en) Gas turbine engines with mid-impeller bleed cooling air
US20040170502A1 (en) Backswept turbojet blade
EP2499375A1 (de) Zwischenboden für eine radialturbomaschine
WO2018219611A1 (en) Compressor stator vane for axial compressors having a corrugated tip contour
EP3098383B1 (en) Compressor airfoil with compound leading edge profile
US11434765B2 (en) Turbine engine with airfoil having high acceleration and low blade turning
EP0414785B1 (en) Devices for extracting power from a moving fluid
US20220307462A1 (en) Wind Turbine Blades and Wind Turbine Systems That Include a Co-flow Jet
AU699658B2 (en) An impeller
WO2020025635A1 (de) Kaskadenturbine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant