DE1958859A1 - Compressor for turbine engines - Google Patents
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Description
e/l Qiie / l Qii
PATENTANWALT DlPL-ING. R. MÖLLER-BORNE« PATENTANWALT DIPL-ING. HANS-H. WEY 1 BERLI N-DAHLEM 33 · PODBI ELSKI ALLEE if · MÖNCHEN 22 · Wl D E N M AYE RSTR AS S E V) TEL. 0311 · 7i2?07 ■ TELEGR. PROPINDUS · TELEX 01M057 TEl. 0811 · 225585 . TELEGR. PROPINDUS · TELEX 0524244PATENT Attorney DlPL-ING. R. MÖLLER-BORNE «PATENTANWALT DIPL-ING. HANS-H. WEY 1 BERLI N-DAHLEM 33 PODBI ELSKI ALLEE if MÖNCHEN 22 Wl DENM AYE RSTR AS SE V) TEL. 0311 · 7i2? 07 ■ TELEGR. PROPINDUS TELEX 01M057 TEl. 0811 225585. TELEGR. PROPINDUS TELEX 0524244
Berlin, den 17» November 1969Berlin, November 17th, 1969
UNITED AIRGRAJ1T ÖS CANADA LIMITED Longueuil (Canada)UNITED AIRGRAJ 1 T ÖS CANADA LIMITED Longueuil (Canada)
Kompressor für TurbinentriebwerkeTurbine engine compressor
Die Erfindung betrifft einen Kompressor für Turbinentriebwerke, insbesondere einen Radialverdichter zur Komprimierung von Medien in Gasturbinen bei Überschallgeschwindigkeit. The invention relates to a compressor for turbine engines, in particular a radial compressor for compression of media in gas turbines at supersonic speeds.
Bei herkömmlichen Gasturbinen mit Radialverdichtern ist es bekannt, eine getrennte Vorkompressionsstufe mit Rotor und eine getrennte Radialverdichterstufe zu verwenden. Bei einer besonderen Entwicklung ist ein ringförmiger schwanenhalsförmiger Leitkanal vorgesehen, dessen Durchmesser sich zwischen der Vorverdichterstufe und der Radialverdichterstufe verringert, um die tangentiale Geschwindigkeitskomponente des vorverdichteten Mediums hinsichtlich des Radialverdichters herabzusetzen.In conventional gas turbines with radial compressors, it is known to have a separate pre-compression stage with rotor and to use a separate radial compressor stage. In a particular development, a ring-shaped gooseneck is shaped like a gooseneck Guide channel provided, the diameter of which is between the pre-compressor stage and the radial compressor stage reduced by the tangential speed component of the pre-compressed medium with respect to the centrifugal compressor to belittle.
In der Vorverdichtungsstufe wird ο e doch das Medium nicht nur von dem Rotor komprimiert, sondern erfährt auch eine starke Verwirbelung, die, wie festgestellt wurde, die von dem Schwanenhalskanal erzielte Leistung herabsetzt. Deshalb ^ wurde ein Statorflügel neben der Vorv.erdichterstufeIn the pre-compression stage ο e is not just the medium compressed by the rotor, but also experiences a strong turbulence, which has been determined by the Gooseneck channel reduces the performance achieved. Therefore ^ became a stator blade next to the pre-compressor stage
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ordnet, um die Verwirbelung oder die tangentiale Geschwindigkeit skompon en te zu vermindern. Dieser Kompromiss verursacht andererseits Leistungsverluste am Stator und erhöht neben dem Lärmpegel auch Gewicht und Kosten des Triebwerkes.arranges to the turbulence or the tangential velocity to reduce components. This compromise, on the other hand, causes power losses at the stator and increases in addition to the noise level, also the weight and cost of the engine.
Eine andere zur Kompression überschallschneller Strömungsmedien vorgeschlagene Lösung sieht einen Hauptverdichter mit verlängertem axialen Teil vor, um die Vorverdichterstufen zu ersetzen. Es hat sich jedoch als schwierig herausgestellt, einen solchen Verdichter maschinell zu fertigen und die aerodynamischen Charakteristika eines getrennten Vor- und Hauptverdichters beizubehalten. Mit der gesteigerten Länge der Verdichterschaufeln ist auch das Problem der Grenzströmung verquickt.Another solution proposed for the compression of supersonic flow media provides a main compressor with an extended axial part to replace the supercharging stages. However, it has proven difficult to machine such a compressor and to maintain the aerodynamic characteristics of a separate pre-compressor and main compressor. With the increased Length of the compressor blades is also entangled the problem of the boundary flow.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Kompressor für Turbinentriebwerke zu schaffen, der die Vorteile älterer Vorschläge vereinigt, aber deren Nachteile vermeidet»The invention is based on the object of a compressor for turbine engines that combines the advantages of older proposals, but avoids their disadvantages »
Die .Aufgabe wird erfindungsgemäss dadurch gelöst, dass ein Einlass für das Strömungsmedium vorgesehen ist, dass in diesem Einlass ein. Kreiselverdichterrad angeordnet wird, das eine Anzahl sich radial erstreckender, über den Umfang verteilter Schaufeln enthält, die das Medium in eine vorbestimmte Richtung lenken können, wobei die Schaufeln Eintrittskanten besitzen, dass in diesem Einlass, ein Rotor mit einer Anzahl sich radial erstreckender Rotorflügel angeordnet ist, wobei jeder Flügel eine Austrittskante besitzt, dass der Rotor für gemeinsame Umdrehung mit dem Verdichterrad vorgesehen ist, wobei die Austrittskanten der Rotorflügel in StrSmungsrichtung vor den Eintrittskanten der Verdichterschaufeln angeordnet sind,, und dass alle Austrittskanten der Rotorflügel über den Umfang hinsichtlich der Eintritt skanten der zugeordneten Verdichterschaufeln versetzt sind· . t: ;....„ ..The object is achieved according to the invention in that an inlet for the flow medium is provided, that in this inlet. Centrifugal compressor wheel is arranged, which contains a number of radially extending, circumferentially distributed blades, which can direct the medium in a predetermined direction, wherein the blades have leading edges that in this inlet, a rotor with a number of radially extending rotor blades is arranged Each vane has a trailing edge, that the rotor is provided for common rotation with the compressor wheel, the trailing edges of the rotor vanes are arranged in the direction of flow in front of the leading edges of the compressor blades, and that all trailing edges of the rotor blades over the circumference with respect to the entry edges assigned compressor blades are offset ·. t :; .... "..
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Werden die Rotorflügel so angeordnet, dass sie in Umfangerichtung von den zugeordneten Verdichterschaufeln entfernt sind, so lässt eich ein Teil der Nachteile älterer Vorschläge vermeiden, fio wird beispielsweise die Grenzschichtaufdickung auf den Verdichterschaufeln im Vergleich zu den durchgehenden Verdichterschaufeln verringert, da die Rotorflügel zu den Verdichterschaufeln versetzt angeordnet sind, was einen Grossteil des Grenzschichtabstromes von den Rotorflügeln veranlasst, in den Verdichter in einem mittleren Abschnitt zwischen den 'Verdichterschaufeln einzutreten.The rotor blades are arranged so that they are in the circumferential direction removed from the associated compressor blades some of the disadvantages of older proposals avoid, fio will, for example, the thickening of the boundary layer on the compressor blades compared to the continuous compressor blades is reduced because the rotor blades are arranged offset to the compressor blades, which a large part of the boundary layer effluent from the rotor blades caused to enter the compressor in a central section between the 'compressor blades.
Ein Aueführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt und wird im folgenden näher beschrieben. Es zeigen: .An exemplary embodiment of the invention is shown in the drawing and is described in more detail below. Show it: .
Fig. 1 einen Axialschnitt durch die Verdichtungsstufe eines typischen Gasturbinentriebwerkes,Fig. 1 is an axial section through the compression stage of a typical gas turbine engine,
Fig. 2 ein schematisch.es Diagramm der Beziehung zwischen den Rotorflügeln und den Verdichterschaufeln undFig. 2 is a schematic diagram of the relationship between the rotor blades and the compressor blades and
Fig. 3 eine Aufsicht auf einen Teil des Kompressors3 shows a plan view of part of the compressor
aus Fig. 1. (from Fig. 1. (
In Fig. 1 ist die Verdichtungsstufe eines typischen Gasturbinentriebwerkes mit 10 bezeichnet. Die Verdichtungsstufe 10 enthält einen Kompressor-Einlass 12, der durch die ringförmige Wandung 14- des Verdichtergehäuses und die ringförmige innere Wandung 16 des Einlasses gegeben wird% Innerhalb der inneren Wandung 16 des ringförmigen Einlasses befindet sich' eine Welle 18, auf der ein Axialrotor 20 befestigt±6$; Der Axialrotor 20 enthält eine Nabe 21 und eine Anzahl sich radial erstreckender Rotorflügel 22. In einem Beispiel wurden 21 Rotorflügel verwendet. Natürlich kannIn FIG. 1, the compression stage of a typical gas turbine engine is designated by 10. The compression stage 10 includes a compressor inlet 12 through the annular wall 14 of the compressor housing and the annular inner wall 16 of the inlet is placed% Within the inner wall 16 of the annular inlet is' a shaft 18 on which an axial rotor 20 attached ± 6 $; The axial rotor 20 includes a hub 21 and a number of radially extending rotor blades 22. In one example, 21 rotor blades were used. Of course you can
009852/ 138 6- : 009852/138 6- :
diese Zahl in Abhängigkeit von der Triebwerksart verändert werden.this number changes depending on the type of engine will.
In Ströraungsrichtung axial dahinter ist auf der Welle 18 ein Verdichterrad 24 befestigt, das eine Nabe 25 und eine Anzahl Verdichterschaufeln 26 und Teilschaufeln 28 enthält. Ein Leitrad 30 erstreckt sich radial vom Verdichterrad Natürlich sind der Axialrotor 20 und das Verdichterrad 24 über die Welle 18 einstückig miteinander verbunden.Axially behind it in the flow direction is on the shaft 18 a compressor wheel 24 attached, which has a hub 25 and a Number of compressor blades 26 and partial blades 28 contains. A stator 30 extends radially from the compressor wheel, of course, are the axial rotor 20 and the compressor wheel 24 connected to one another in one piece via the shaft 18.
Jeder Flügel des Axialrotors 20 enthält eine Eintrittskante 32 und eine Austrittskante 34-· Der Rotor vermag sich von der Strömungsrichtung aus gesehen im Gegenuhrzeigersinn zu drehen, wie dies von den Pfeilen 35 gezeigt wird, und jeder Flügel enthält eine in Umdrehungsrichtung weisende Druckoberfläche 36 sowie eine Saugoberfläche 38·Each wing of the axial rotor 20 includes a leading edge 32 and a trailing edge 34- · The rotor can extend from to rotate counterclockwise as seen from the direction of flow, as shown by the arrows 35, and each wing includes a rotationally facing pressure surface 36 and a suction surface 38
In gleicher Weise enthält die Verdichterschaufel 26 eine axiale Eintrittskante 40 sowie eine sich radial erstreckende Austrittskante 42. Das Verdichterrad dreht sich einstückig mit dem Rotor linksläufig, da beide auf der gleichen Welle 18 befestigt sind, wobei jede Schaufel eine Druckfläche 44 und eine Saugseite 46 besitzt.In the same way, the compressor blade 26 includes an axial leading edge 40 and a radially extending edge Trailing edge 42. The compressor wheel rotates in one piece with the rotor counterclockwise, since both are mounted on the same shaft 18, with each blade one Pressure surface 44 and a suction side 46 has.
Der Kompressor-Einlass 12 ist, wie am besten aus Fig. 1 ersichtlich, derart geformt, dass er in Strömungsrichtung vor dem Axialrotor 20 eine weite radiale Öffnung und im Bereich des Verdichterrades 24 eine relativ enge radiale Öffnung aufweist. Der ringförmige Einlass ist in dieser Weise geformt, um einen optimalen aerodynamischen Wirkungsgrad des Luftstromes zu erhalten, der in die Verdichtungsstufe 10 eintritt, damit seine absolute Geschwindigkeit bei seinem Durchgang durch das Verdichterrad 24 gesteigert wird.The compressor inlet 12 is as best shown in FIG. 1 can be seen, shaped such that it has a wide radial opening in the direction of flow in front of the axial rotor 20 and in the Area of the compressor wheel 24 has a relatively narrow radial opening. The annular inlet is in this one Shaped in a way to obtain optimal aerodynamic efficiency of the air flow entering the compression stage 10, so its absolute speed is increased as it passes through the compressor wheel 24.
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Das in den Zeichnungen dargestellte Verdichterrad 24 ist mit Hilfe von Strömungskanalerfahrungen profiliert worden. Es ist dafür ausgelegt, sich mit dem Rotor 20 bei hohen Geschwindigkeiten zu umdrehen. Bei einem besonderen Beispiel mit einem Verdichterraddurchmesser von etwa 33 cm waren Spitzengeschwindigkeiten von etwa 762 cm/sec nicht ungewöhnliche Das Verdichterrad kann aufgrund seiner Gestalt und hohen Geschwindigkeit die Luft für die Brennkammer ausreichend komprimieren, die dem VerdichterradThe compressor wheel 24 shown in the drawings has been profiled with the aid of flow channel experience. It is designed to rotate with the rotor 20 at high speeds. On a particular example with a compressor wheel diameter of about 33 cm, peak speeds of about 762 cm / sec were not unusual The compressor wheel can be due to its shape and high speed compressing the air sufficiently for the combustion chamber, which is the compressor wheel
24 und dem Leitrad 30 folgt.24 and the stator 30 follows.
Der Axialrotor 20 ist mit seinen Flügeln 22 so angeordnet, dass die Flügel 22 axial leicht von der Eintrittskante ; 40 der Verdichterschaufel 26 entfernt sind. Es wird angenommen, dass die schädlichen Grenzschichten, die sich auf der Druckseite 36 und der Saugseite 38 des Flügels 22 des Axialrotors ausbilden, in dem Zwischenraum zwischen der Austrittskante y± des Flügels 22 und der Eintrittskante 40 der Schaufel 26 zusammenbrechen. Falls die Flügel 22 und die Schaufeln 26 dichter zusammenstehen, kann erwartet werden, dass sich die Grenschicht über die Saug- und Druckseiten 44 und 46 der Verdichterschaufeln 26 hinweg ■ ausdehnt«The axial rotor 20 is arranged with its blades 22 so that the blades 22 axially slightly from the leading edge; 40 of the compressor blade 26 are removed. It is assumed that the harmful boundary layers that form on the pressure side 36 and the suction side 38 of the blade 22 of the axial rotor collapse in the space between the trailing edge y ± of the vane 22 and the leading edge 40 of the blade 26. If the blades 22 and the blades 26 are closer together, the green layer can be expected to expand over the suction and pressure sides 44 and 46 of the compressor blades 26.
Der Abstand zwischen der Austrittskante 3^ des Flügels 22 und der Eintrittskante 40 der Schaufel 26 ist in Abhängigkeit vom Typ der verwendeten Flügel bzw. Schaufeln unterschiedlich, und es wird angenommen, dass er insbesondere von der Sehnenlänge der Eotorflügel und der Verdichtergeschwindigkeit abhängt. \ The distance between the trailing edge 3 ^ of the blade 22 and the leading edge 40 of the blade 26 is different depending on the type of blades or blades used, and it is assumed that it depends in particular on the chord length of the eotor blades and the compressor speed. \
Natürlich können in Abhängigkeit von den aerodynamischen ! Erfordernissen eines speziellen Triebwerkes, in dem dieser ■ besondere Aspekt der Erfindung Anwendung findet, Berechnungen unter Berücksichtigung der obigen Faktoren ausgeführt werden, um einen Abstand zwiechea der EintrittekanteOf course, depending on the aerodynamic! Requirements of a particular engine in which it ■ particular aspect of the invention is applied, calculations are carried out taking into account the above factors, by a distance zwiechea the immersion edge rides
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der Verdichterschaufel und der Austrittskante des Rotorflügels zu erhalten, der optimale Bedingungen besitzt. Bei einem spezifischen Beispiel hat sich ein Abstand von 1,27 cm bis 2,54- cm als besonders günstig herausgestellt; wie schon erwähnt, kann jedoch dieser Abstand in Abhängigkeit von der Grosse der Sehnenlänge der Flügel und Schaufeln sowie der Umdrehungsgeschwindigkeit des Verdichterrades variieren.the compressor blade and the trailing edge of the rotor blade to obtain who has optimal conditions. In a specific example, a distance of 1.27 cm to 2.54 cm turned out to be particularly favorable; As already mentioned, however, this distance can be dependent on on the size of the chord length of the blades and blades as well as the speed of rotation of the compressor wheel vary.
Die Winkelstellung der Rotorflügel hinsichtlich des Strömungsflusses im Einlass 12, die sich relativ zur Strömungsrichtung ändert, verursacht eine starke Verwirbelung der Strömung beim Eintritt in das Verdichterrad 24 mit entsprechenden langsamen Relativgeschwindigkeiten des Verdichterrades. The angular position of the rotor blades with regard to the flow of flow in the inlet 12, which changes relative to the direction of flow, causes a strong turbulence in the Flow when entering the compressor wheel 24 with corresponding slow relative speeds of the compressor wheel.
Die Austrittskante 34 der Schaufeln 22 ist derart angeordnet, dass der von der Austrittskante 34 austretende Luftstrom in den Mittelabschnitt des Druckkanals zwischen den Schaufeln 26 und 28 gerichtet ist, wie mit gestrichelten Linien in Fig. 2 dargestellt. Es wird angenommen, dass die auf den Flügeln 22 des Axialrotors vorliegende Abströmung (d.h. die Vereinigung der Grenzschichten der Saugseite 38 und der Druckseite 36 des Flügels 22) im wesentlichen innerhalb des gestrichelt gezeichneten Mittelbereiches verläuft, während sich die verbleibende Haupt strömung zuzüglich der auf den. Verdichterschaufeln 26 und 28 vorliegenden Grenzschicht0n zu beiden Seiten der gestrichelt eingezeichneten StrÖmuiigsbahn befindet, d.h. neben den jeweiligen Druck- und Säugoberflächen der Schaufeln 26 und 28. Diese über den Umfang verteilte Anordnung der Rotorflügel 22 relativ zu dsn Verdichteraohaufein verringert die Verlustwirkung des Abströmes von den zuerst angeströmten Rotorflügeln 22, indem dieser in den Mittelbereich des Druckdurchtritte gelenkt wird, der zwischen den Schaufeln 26The outlet edge 34 of the blades 22 is arranged in such a way that the air flow exiting from the outlet edge 34 is directed into the central portion of the pressure channel between blades 26 and 28, as indicated by dashed lines Lines shown in Fig. 2. It is assumed that the outflow present on the blades 22 of the axial rotor (i.e. the union of the boundary layers of the suction side 38 and the pressure side 36 of the wing 22) runs essentially within the central area shown in dashed lines, while the remaining main flow is plus the on the. Compressor blades 26 and 28 present Grenzschicht0n on both sides of the dashed line StrÖmuiigsbahn is located, i.e. next to the respective pressure and suction surfaces of the blades 26 and 28. These The arrangement of the rotor blades 22 distributed over the circumference relative to the compressor unit reduces the loss effect of the outflow from the rotor blades against which the flow is first 22 by placing it in the central area of the pressure passages is steered between the blades 26
Wie ersichtlich, können die Flügel 22 des Axialrotors und die Verdichterschaufein 26 und 28 zu gegenseitiger Ergänzung ausgebildet werden. So können beispielsweise die Flügel des Axialrotors eine derartige Gestalt haben, dass sie für hohe Eintritts-Machzahlen und entsprechenden ßtrömungsfluss geeignet sind, während das Verdichterrad für ein höheres Druckverhältnis und höheren Wirkungsgrad ausgelegt ist.As can be seen, the blades 22 of the axial rotor and the compressor blades 26 and 28 can complement one another be formed. For example, the blades of the axial rotor can have such a shape that they for high inlet Mach numbers and corresponding flow flow are suitable, while the compressor wheel is designed for a higher pressure ratio and higher efficiency is.
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