DE2032380A1 - Axial flow compressor - Google Patents
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Description
PATE MTA N WÄ LTSPATE MTA N ELTS
DIPL.-ING. GÜNTHER KOCH DR. TINO HAIBACHDIPL.-ING. GÜNTHER KOCH DR. TINO HAIBACH
. 8MÜNCHEN2, 30. Juni 1970. 8MÜNCHEN2, June 30, 1970
, 12 7^2 - K/vM, 12 7 ^ 2 - K / vM
Rolls-Royce Limited, Derby, Derbyshire, England.Rolls-Royce Limited, Derby, Derbyshire, England.
Axi alströmungsverdi chterAxial flow compressor
Die Erfindung betrifft einen Axialströmungsverdienter.The invention relates to an axial flow merchant.
Das Kompressionsverhältnis wird bei der Weiterentwicklung von Axialströmungsverdichtern ständig erhöht und damit steigt auch die Gastemperatur am Ausgang an und bei modernen Verdichtern für Triebwerke liegt die Temperatur jetzt so hoch, daß es sich als notwendig erwiesen hat, für die Verdiehterläufer als Werkstoff eine Nickellegierung zu benutzen.With the further development of axial flow compressors, the compression ratio is constantly increasing and thus increasing also the gas temperature at the outlet and with modern compressors for engines the temperature is now so high, that it has been found necessary for the winners to use a nickel alloy as material.
Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, daß dieses Problem noch erschwert wird, weil die tatsächliche Temperatur, die der Aufbau einer Stufe eines Axialströmungskompressors erreicht, größer ist als die mittlere Temperatur des Gases, das durch diese Stufe hindurchtritt.The invention is based on the knowledge that this problem is made even more difficult because the actual temperature, which the construction of one stage of an axial flow compressor achieves is greater than the mean temperature of the gas, that passes through this stage.
Es wird angenommen, daß ein Grund für diese Anomalie in der Rezlrkulation des Gases über die Laufspalte zwischen Ständersohaufelringen und dem Rotor zu suchen ist, so daß die Verdichterstufe durch heißeres Gas, welches von einer stromabwärtigen Stufe im Kreislauf zurückgeführt wird, erhitzt wird.It is believed that a reason for this anomaly is in the Recirculation of the gas through the gap between the stator vane rings and the rotor is to be looked for, so that the compressor stage by hotter gas, which is from a downstream Stage is returned in the circuit, is heated.
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Die Erfindung geht aus von einem Äxialströmungsverdichter mit einem Läufer, der mehrere^ im axialen Abstand angeordnete Ringe von Läuferschaufeln besitzt, wobei jeweils ein Ring von Ständerschaufeln unmittelbar stromunterseitig eines Ringes von Läuferschaufein liegt und entsprechende Schaufelringoberflächen an den radial inneren Enden der Arbeitsoberflächen der Ständerschaufeln durch entsprechende Schaufelringe, die von den Ringen der Ständerschaufein getragen werden, vorgesehen sind, und ein Zwischenraum zwischen den Schaufelringen und dem Läufer vorhanden ist. Bei einem derartigen Axialströmungsverdiehter ist die Ausbildung erfindungsgemäß derart getroffen, daß Mittel vorgesehen sind, durch welche im Betrieb ein statischer Druckgradient in dem Spalt zwischen wenigstens einem Schaufelring und dem Läufer aufrechterhalten wird, derart, daß die Gasströmung durch den Zwischenraum in Strömungsrichtung nach hinten erfolgt.The invention is based on an axial flow compressor with a rotor, which has several ^ axially spaced rings of rotor blades, each with a ring of Stator blades is located immediately downstream of a ring of rotor blades and corresponding blade ring surfaces at the radially inner ends of the working surfaces of the stator blades by corresponding blade rings which to be carried by the rings of the stand display and there is a gap between the blade rings and the rotor. With such an axial flow compressor the training is made according to the invention such that means are provided through which in operation a static pressure gradient is maintained in the gap between at least one blade ring and the rotor, such that that the gas flow takes place through the gap in the direction of flow to the rear.
Die besagten Mittel können so ausgebildet sein, daß der statische Druckgradient durch Erhöhung des statischen Druckes der Grenzschichtströmung aufrechterhalten wird, die nach demSaid means can be designed in such a way that the static pressure gradient is increased by increasing the static pressure the boundary layer flow is maintained after the
Vorderrand der Schaufeltfingoberflache wenigstens eines Schaufelan Front edge of the blade finger surface of at least one blade
ringes von einer Läuferoberfläche/ einem Schaufelfuß der Arbeitsoberflächen des Ringes der Läuferschaufeln unmittelbar stromoberseitig wenigstens eines Schaufelringes strömt, so daß dieser statische Druck der Grenzschicht größer ist als der statische Druck der Grenzschicht am Nachlaufende der Schaufelringoberfläche wenigstens eines Schaufelringes.ring of a rotor surface / a blade root of the working surfaces of the ring of the rotor blades flows directly upstream of at least one blade ring, so that this static pressure of the boundary layer is greater than the static pressure of the boundary layer at the trailing end of the blade ring surface at least one blade ring.
Die besagten Mittel können auch so angeordnet sein, daß der statische Druck der Grenzschicht dadurch erhöht wird, daß wenigstens ein Teil des dynamischen Druckes der Grenzschicht am stromoberseitigen Rand in einen statischen Druck umgewandelt wird.Said means can also be arranged in such a way that the static pressure of the boundary layer is increased by at least a part of the dynamic pressure of the boundary layer at the upper-flow edge is converted into a static pressure will.
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Der Hinterrand der Läuferoberfläche kann einen kleineren Durchmesser aufweisen als der Vorderrand der Schaufelringoberfläche des Schaufelringes, so daß im Betrieb der Vorderrand der Schaufelringoberfläche radial nach außen vom Hinterrand der Läuferoberfläche vorsteht und die dort fließende Grenzschichtströmung abfängt.The rear edge of the runner surface can have a smaller diameter have as the leading edge of the vane ring surface of the vane ring, so that in operation the leading edge of the Blade ring surface protrudes radially outward from the rear edge of the rotor surface and the boundary layer flow flowing there intercepts.
Ein Hinterrand der Schaufelringoberfläche wenigstens eines Schaufelrings kann einen größeren Durchmesser aufweisen als ein Vorderrand einer weiteren Läuferoberfläche am Schaufelfuß der Arbeitsoberflächen eines Ringes von Rotorschaufeln unmittelbar stromunterseitig des einen Schaufelringes, so daß im Betrieb der Hinterrand der Schaufelringoberfläche radial nach außen bezüglich des Vorderrandes der weiteren Läuferoberfläche vorsteht. A rear edge of the vane ring surface of at least one vane ring can have a larger diameter than a leading edge of a further rotor surface at the blade root the working surfaces of a ring of rotor blades immediately downstream of the one blade ring, so that, during operation, the rear edge of the blade ring surface projects radially outward with respect to the front edge of the further rotor surface.
Es können Dichtungen in dem Zwischenraum zwischen dem Schaufelring und dem Läufer vorgesehen werden, um die Gasströmung durch diesen Zwischenraum zu vermindern.There can be seals in the space between the blade ring and the rotor are provided to allow gas to flow through to reduce this gap.
Der Schaufelring kann mit dem Zwischenraum in einer ringförmigen Tasche im Läufer zwischen dem Ring der Rotorschaufein unmittelbar stromoberseitig hiervon und einem Ring von Läuferschaufeln unmittelbar stromunterseitig davon angeordnet sein, wobei die Dichtung zwischen einer Wand der Tasche und dem Schaufelring vorgesehen ist. Insbesondere ist der erfindungsgemäße Verdichter für ein Gasturbinenstrahltriebwerk geeignet und bestimmt.The blade ring can with the space in an annular pocket in the rotor between the ring of the rotor blade directly upstream of this and a ring of rotor blades immediately be arranged downstream thereof, the seal being provided between a wall of the pocket and the vane ring is. In particular, the compressor according to the invention is suitable and intended for a gas turbine jet engine.
Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:An exemplary embodiment of the invention is described below with reference to the drawing. In the drawing show:
Fig. 1 eine teilweise aufgebrochene Seitenansicht eines Gasturbinenstrahltriebwerkes mit einem Verdichter gemäß der Erfindung, 1 is a partially broken away side view of a gas turbine jet engine with a compressor according to the invention,
Big. 2 eine Ansicht von Teilen des Aufbaus nach Fig.l in größerem Maßstab.Big. 2 a view of parts of the structure according to Fig.l in a larger Scale.
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Das Gasturbinenstrahltriebwerk: gemäß Fig»! besitzt einen Lufteinlaß 10, einen Axialströmungsverdichter 12^ eine Brennkammer 14, eine Tnrbine Ιβ und eine Abgasdüse 18»The gas turbine jet engine: according to Fig »! has an air inlet 10, an axial flow compressor 12 ^ a combustion chamber 14, a Tnrbine Ιβ and an exhaust nozzle 18 »
Im folgenden wird auf Fig<,2 der Zeichnung bezuggenommen* die einen Verdichter gemäß der Erfindung 2eigt und die Probleme erkennen läßt, die bei herkömmlichen Verdichtern auftreten»In the following, reference is made to FIG. 2 of the drawing a compressor according to the invention 2eigt and the problems can be seen that occur with conventional compressors »
In herkömmlicher Weise besteht ein Axialströmungsverdichter aus einem Läufer 20 mit mehreren,,im axialen Abstand zueinander liegenden Ringen von Läuferschaufeln,, von denen zwei Ringe mit 22 und 24 bezeichnet sind» Stromunterseitig eines jede Läuferringes befindet sich ein Ständerring j» von denen einer dargestellt und mit dem Bezugszeichen 26 bezeichnet ist. Von dem Ständerschaufelring 26 wird ein Schaufelring 28 getragen und zwar am radial inneren Ende der Arbeitsoberflächen der Ständerschaufeln., Zwischen dem Schaufelring 28 und dem Läufer 20 befindet sich ein Umlaufender Zwischenraum« Im Falle von Schaufelringen 28 von zwischen zwei Läuferstufen liegenden Ständerringen (z.B. 26) wird dieser umlaufende Zwischenraum typischerweise durch eine ringförmige Tasche 30 zwischen den Ringen der Läuferschaufeln 22,24 unmittelbar stromoberseitig und stromunterseitig des Ringes von Ständerschaufeln 26 gebildet.Conventionally, there is an axial flow compressor from a rotor 20 with several, at an axial distance from one another lying rings of rotor blades, two of which are rings with 22 and 24 are denoted "On the downstream side of each rotor ring there is a stator ring j" of which one and is denoted by the reference numeral 26. A blade ring 28 is formed from the stator blade ring 26 carried at the radially inner end of the working surfaces of the stator blades., Between the blade ring 28 and There is a circumferential gap between the rotor 20 and, in the case of blade rings 28, between two rotor stages This circumferential space is typically created by an annular pocket 30 between the rings of the rotor blades 22,24 directly Formed upstream and downstream of the ring by stator blades 26.
An den Schaufelfüßen der Arbeitsoberflächen jedes Ringes von Rotorschaufeln 22,24 sind am Läufer 20 Oberflächen, z.B. 32,53* vorgesehen und die Schaufelringe 28 sind mit Schaufelringoberflächen 34 vorgesehen, wobei die Oberflächen 32,33*34 die radial innen liegende Wand eines Gasströmungskanals durch den Verdichter hindurch bilden.At the blade roots of the working surfaces of each ring of rotor blades 22,24 there are surfaces on the rotor 20, e.g. 32,53 * provided and the vane rings 28 are with vane ring surfaces 34 is provided, the surfaces 32,33 * 34 form the radially inner wall of a gas flow channel through the compressor.
Die Funktion der Ständerschaufeln bei einem Axialströmungsverdichter besteht natürlich darin, einen Teil der dynamischenThe function of the stator blades in an axial flow compressor is, of course, part of the dynamic
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Belastung der Gasströmung, die die vorhergehende Läuferstufe verläßt, in eine statische Belastung umzuformen, so daß der Druck des Gases von Stufe zu Stufe allmählich zunimmt. Infolge der Wirkungsweise der Ständerschaufeln ist der statische Druck des Gases an den Hinterrändern 36 des Ständerschaufelrihgs 26 größer als der statische Druck an den Vorderränder 38* Die C~as™ temperatur ist ebenfalls größer, da die Umwandlung des statischen " Druckes aus dem dynamischen Druck infolge der'Gasgeschwindigkeit" von V zu einer Erhöhung der Gastemperatur führt, die gleich ist V /2CpJg, wobei Cp die spezifische Wärme des Gases bei konstantem Druck ist, J das mechanische. Wärmeäquivalent darstellt und g die Gravitationskonstante.To transform the load on the gas flow, which leaves the preceding rotor stage, into a static load, so that the pressure of the gas gradually increases from stage to stage. As a result of the action of the stator vanes of the static pressure of the gas at the trailing edges 36 of the Ständerschaufelrihgs 26 is greater than the static pressure at the leading edges 38 * C ~ as ™ temperature is also greater because the conversion of the static "pressure from the dynamic pressure due the "gas velocity" of V leads to an increase in gas temperature equal to V / 2CpJg, where Cp is the specific heat of the gas at constant pressure, J the mechanical. Represents heat equivalent and g the gravitational constant.
Es wird angenommen, daß die Grenzschichtströmung über die Oberflächen 32 und 34 einer Temperaturerhöhung in der folgenden Weise unterworfen wird. Die Grenzschichtströmung, die sich dem Vorderrand der Oberfläche 32 von einem stromoberseitig liegenden Ständerschaufelring (nicht dargestellt) nähert, besitzt eine Geschwindigkeit, die von der Geschwindigkeit der freien Strömung, für die die Schaufeln der Läuferstufe 22 ausgelegt sind, merklich unterschieden ist. So wird die Grenzschichtströmung einer heftigen Geschwindigkeitsänderung ausgesetzt, wenn sie die Oberfläche 32 erreicht und dies führt zu einer Erhöhung der Temperatur der Grenzschicht.It is assumed that the boundary layer flow over the surfaces 32 and 34 increase the temperature in the following manner is subjected. The boundary layer flow that extends from the leading edge of surface 32 from an upstream Stator vane ring (not shown) has a speed that depends on the speed of the free flow, for which the blades of the rotor stage 22 are designed, noticeably is different. The boundary layer flow is subjected to a violent change in speed when it crosses the surface 32 reached and this leads to an increase in the temperature of the Boundary layer.
Dann strömt die Grenzschicht über die Oberfläche 32 und während dieser Zeit besitzt sie eine große, in Umfangsrichtung verlaufende Geschwindigkeitskomponente und eine kleine axiale Geschwindigkeitskomponente. Wenn die Grenzschichtströmung den Hinterrand der Oberfläche 32 verläßt, gelangt sie nach dem Vorderrand 40 der stationären Schaufelringoberfläche 34 und da die Geschwindigkeit wiederum merklich von der Geschwindigkeit der freien Strömung unterschieden ist, für die die Ständerschaufein 26 ausgelegt sind, wird infolge der geringen axialen Komponente die Grenzschicht einer weiteren heftigen Geschwindigkeitsänderung unterworfen und die TemperaturThen the boundary layer flows over the surface 32 and during this time it has a large, circumferential direction Speed component and a small axial speed component. When the boundary layer flow is the trailing edge of the surface 32 leaves, it arrives at the leading edge 40 of the stationary blade ring surface 34 and there the speed again is noticeably different from the speed of the free flow for which the Ständerschaufein 26 are designed, as a result Due to the small axial component, the boundary layer is subjected to a further violent change in speed and the temperature
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wird 'weiter erhöht« Wenn die Grenzschichtströmung den Hinterrand 39 der Schaufelringoberfläche 34 verläßt* trifft sie auf den Vorderhand der Oberfläche 33 *> wie oben in Verbindung mit der Ober fläche 32 beschrieben und wird dann einer weiteren heftigen Geschwindigkeitsänderung unterworfen* so daß wiederum die Tempera- ;.";*.■ ansteigt ο Disses Ansteigen der Grenzschichttemperatur* das ::λλ:; äisse VJeise bewirkt wird,, ist äquivalent drei dynamischenis 'further increased' When the boundary layer flow leaves the rear edge 39 of the blade ring surface 34 * it meets the fore hand of the surface 33 *> as described above in connection with the upper surface 32 and is then subjected to a further violent speed change * so that again the tempera -;. "; *. ■ rises ο This rise in the boundary layer temperature * that :: λλ :; aise VJeise is caused, is equivalent to three dynamic
he Ecuokdifferenz. zwischen dem Hinterrand 36 und dem .■r"::rcle2;5?anä 38 dss Stafcorschaufelrings 26 lenkt einen Teil der I:ji.i;an öPsnaseBicIitströmung,, die den Hinterrand 39 verläßt* durch d'-.i SwisGheB£saiia 39 naeh dem Vorderrand 40 abe Dieser im Kreislauf iiuraelEgefiSirte Teil der heißen Grenzschichtströmung wird am Vorderrand 40 abgegeben und somit nochmals einer heftigen Geschwindigkeitsänderung an den Rändern 40 und 39 ausgesetzt und demgemäß wird auch die Temperatur weiter erhöhtehey ecuokdifferenz. between the rear edge 36 and the. r ":: rcle2 ; 5? anä 38 dss Stafcor blade ring 26 directs part of the I: ji.i; an öPsnaseBicIitströmung ,, which leaves the rear edge 39 * through d '-. i SwisGheB £ s aiia 39 near the front edge 40 e This part of the hot boundary layer flow, which is circulated in the circuit, is released at the front edge 40 and thus again subjected to a sharp change in speed at the edges 40 and 39 and accordingly the temperature is also increased further
Gemäß der Erfindung sind* wie aus Fig»2 ersichtlich* Mittel vorge«· sehen, durch welche im Betrieb der statische Druckgradient des Verdichters im Zwischenraum 30 aufrechterhalten wird* so daß ein Leckgasstrom nach hinten erfolgt* wie durch die Pfeile 42 angedeutet. Der statische Druckgradient wird aufrechterhalten, indem der statische Druck der Grenzschichtströmung erhöht wird, die von dem Hinterrand 44 der Läuferoberfläche 32 nach dem Vorderrand 40 der Schaufelringoberfläche 34 gelangt, so daß der statische Druck der Grenzschicht am Vorderrand 40 der Schaufelringoberfläche 34 größer ist als am Hinterrand 39. According to the invention, means are provided, as shown in FIG. The static pressure gradient is maintained by increasing the static pressure of the boundary layer flow, which passes from the trailing edge 44 of the rotor surface 32 to the leading edge 40 of the blade ring surface 34, so that the static pressure of the boundary layer at the leading edge 40 of the blade ring surface 34 is greater than at Trailing edge 39.
Um diese Erhöhung des statischen Druckes der Grenzschichtströmung zu bewirken, ist der Durchmesser der Läuferoberfläehe 32 am Hinterrand 44 so gewählt, daß er kleiner ist als der Durchmesser des Vorderrandes 40 der Schaufelringoberfläche 34, so daß, wennTo this increase in the static pressure of the boundary layer flow to effect, the diameter of the rotor surface is 32 am Rear edge 44 chosen so that it is smaller than the diameter of the front edge 40 of the blade ring surface 34, so that if
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der Verdichter mit normaler Drehzahl umläuft, der Vorderrand 40 radial nach außen über den Hinteaand 44 vorsteht und die hindurchtretende Grenzschichtströmung abfängt. Das Maß des Vorspringens ist durch das Bezugszeichen 46 gekennzeichnet. Durch diesen Vorsprung 46 wird ein genügender Anteil des dynamischen Druckes der Grenzschichtströmung in einen statischen Druck umgeformt, der den erforderlichen Druckgradienten aufrechterhält.the compressor rotates at normal speed, the leading edge 40 protrudes radially outward over the rear edge 44 and the passing through Intercepts boundary layer flow. The extent of the protrusion is identified by the reference numeral 46. Because of this lead 46 becomes a sufficient proportion of the dynamic pressure the boundary layer flow is transformed into a static pressure, the maintains the required pressure gradient.
Somit ist die die Oberfläche 32 verlassende Grenzschichtströmung noch einem Temperaturanstieg infolge Geschwindigkeitsveränderung ausgesetzt, wenn sie auf den Vorderrand 40 auftritt. Wenigstens ein Teil der Grenzschichtströmung fließt aber dann nach hinten durch den Zwischenraum 30. Während die Grenzschichtströmung durch den Zwischenraum 30 hindurchtritt, besteht die Tendenz, daß die Strömung graduell durch die umlaufenden Wände der den Zwischenraum 30 definierenden Tasche eingezogen wird. So hat die Strömung,die aus dem Zwischenraum 30 am stromunterseitigen Ende austritt, eine wesentliche Geschwindigkeitskomponente in Umfangsrichtung und die Geschwindigkeitsänderung bei Auftreffen der Strömung auf den Vorderrand der Oberfläche 33 kann weniger heftig sein und einen geringeren Temperaturanstieg zur Folge haben.Thus, the boundary layer flow exiting surface 32 is nor a rise in temperature due to a change in speed exposed when it occurs on the leading edge 40. At least part of the boundary layer flow then flows backwards through the gap 30. During the boundary layer flow passes through the space 30, there is a tendency that the flow is gradually drawn in through the circumferential walls of the pocket defining the intermediate space 30. So had the flow emerging from the space 30 on the downstream side End emerges, a significant speed component in the circumferential direction and the change in speed upon impact the flow on the leading edge of surface 33 can be less violent and result in less temperature rise to have.
So füitt die neuartige Ausbildung gemäß Pig.2 zu einer Verminderung des Temperaturanstieges der Grenzschicht zwischen den Ringen der Läuferschaufeln 22,24 und zwar äquivalent zu wenigstens einem dynamischen Druck.So the new design according to Pig.2 leads to a reduction the increase in temperature of the boundary layer between the rings of the rotor blades 22,24 and that is equivalent to at least a dynamic pressure.
Im Zwischenraum 30 zwischen den Wänden der den Zwischenraum definierenden Tasche und dem Schaufelring 38 ist eine Dichtung 48 angeordnet, da es erwünscht ist, die Strömung durch diesen Zwischenraum 30 zu vermindern. Eine beträchtliche Strömung durch denIn the space 30 between the walls of the space defining the space Pocket and the vane ring 38, a seal 48 is arranged, since it is desirable to flow through this space 30 to decrease. A considerable flow through the
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Zwischenraum 30 in Richtung nach hinten würde die Gasgeschwindigkeiten zwischen dem Ständerschaufelring 26 und dem nächstfolgenden Läuferschaufelring 24 stören und den Wirkungsgrad des Verdichters verringern.Gap 30 in the rearward direction would be the gas velocities between the stator blade ring 26 and the next following rotor blade ring 24 and interfere with the efficiency of the compressor.
Der Hinterrand 39 der Schaufelringoberfläche 34 hat einen größeren Durchmesser als der Vorderrand 50 der Lauferoberfläche 33, so daß im Betrieb dieser Rand 39 radial nach außen vorsteht, wie durch den Pfeilabstand 52 angedeutet. Die Grenzschichtgasströmung, die den Hinterrand 39 verläßt, kann so eine Extraktionswirkung in Gestalt eines Strahlpumpeneffektes auf das Gas im Zwischenraum 30 ausüben, so daß der Druckgradient im Zwischenraum 30 vergrößert wird.The trailing edge 39 of the vane ring surface 34 has a larger one Diameter than the leading edge 50 of the runner surface 33, so that during operation this edge 39 projects radially outward, as indicated by the arrow spacing 52. The boundary layer gas flow, which leaves the rear edge 39, an extraction effect in the form of a jet pump effect on the gas in the Exercise space 30 so that the pressure gradient in the space 30 is enlarged.
Bei dem Verdichter gemäß der Erfindung braucht nicht ein Druckgradient aufrechterhalten zu werden, um eine nach hinten gerichtete Strömung in jedem umlaufenden Zwischenraum zwischen den Ständerschaufelringen und dem Rotor zu erzeugen. Es kann z.B. genügen, einen Druckgradienten nur in einem oder mehreren Zwischenräumen aufrechtzuerhalten,z.B. an den heißesten Ständerschaufelringen am Pörderende des Verdichters.In the case of the compressor according to the invention, there is no need for a pressure gradient to be maintained to have a rearward flow in each circumferential space between the To produce stator vane rings and the rotor. For example, it may be sufficient to apply a pressure gradient only in one or more gaps maintain, e.g. on the hottest stator blade rings at the discharge end of the compressor.
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Claims (7)
dadurch gekennzeichnet, daß Mittel (46) vorgesehen sind, die einen statischen Druekgradienten in dem Zwischenraum (30) zwischen wenigstens einem Schaufelring (34) und dem Läufer (20) aufrechterhalten, so daß die Gasströmung durch den Zwischenraum in Strömungsrichtung nach hinten verläuft.Axial flow compressor with a rotor that has several rotor blade rings axially spaced from one another, with one stator blade ring located immediately downstream of each rotor blade ring and the respective blade ring surfaces at the radially inner end of the working surfaces of the stator blades by corresponding blade rings, which are supported by rings of the stator blades be, with a circumferential space between the blade rings and the rotor is provided,.
characterized in that means (46) are provided which maintain a static pressure gradient in the space (30) between at least one blade ring (34) and the rotor (20) so that the gas flow through the space is rearward in the direction of flow.
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-
1970
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| US3640638A (en) | 1972-02-08 |
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