EP3577347A1 - Return channels for a multi-stage turbocompressor - Google Patents

Return channels for a multi-stage turbocompressor

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EP3577347A1
EP3577347A1 EP18729651.2A EP18729651A EP3577347A1 EP 3577347 A1 EP3577347 A1 EP 3577347A1 EP 18729651 A EP18729651 A EP 18729651A EP 3577347 A1 EP3577347 A1 EP 3577347A1
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EP
European Patent Office
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flow
flow channels
compressor stage
geometry according
compressor
Prior art date
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EP18729651.2A
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German (de)
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EP3577347B1 (en
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Markus ENGERT
Angelika Klostermann
Daniel Conrad
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Ebm Papst Mulfingen GmbH and Co KG
Original Assignee
Ebm Papst Mulfingen GmbH and Co KG
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Publication date
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    • F04D29/42—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/44—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/441—Fluid-guiding means, e.g. diffusers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/444—Bladed diffusers
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    • F04D17/00—Radial-flow pumps, e.g. centrifugal pumps; Helico-centrifugal pumps
    • F04D17/08—Centrifugal pumps
    • F04D17/10—Centrifugal pumps for compressing or evacuating
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    • F04D17/122—Multi-stage pumps the individual rotor discs being, one for each stage, on a common shaft and axially spaced, e.g. conventional centrifugal multi- stage compressors
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    • F04D29/30—Vanes

Definitions

  • the invention relates to a return geometry of a turbocompressor for optimized flow connection of a first and second compressor stage of the turbocompressor.
  • the invention is therefore based on the object of providing a return geometry for a turbocompressor, which reduces the risk of flow separation and minimizes the pressure loss.
  • a return geometry of a turbocompressor is proposed, which is designed for the flow connection of a first and second compressor stage of the turbocompressor.
  • the return geometry has a plurality of circumferentially evenly distributed, at least partially extending in the circumferential direction part spirals, at least partially separate flow channels form the flow connection of the first and second compressor stage.
  • return geometry the word component "- geometry” is included, determined by but the resulting flow line through the formation of the flow channels.
  • the plurality of flow channels reduces the flow cross-section of each individual flow channel and provides a more uniform inflow into the second compressor stage.
  • the maximum extension width, in particular in the radial direction, of each individual channel relative to a single rotationally symmetrical return channel can be increased without large flow separations or backflows occurring at operating points with a low mass flow.
  • the flow channels form a plurality of successively arranged manifolds, which deflect the flow between the first and second compressor stage several times. In this way, it is possible to realize from the radial outflow direction of the compressor impeller of the turbo compressor in the first compressor stage an optimal axial flow of the compressor impeller of the second compressor stage.
  • Inlet direction which runs counter to the outflow direction
  • lead Even more advantageous is the design in which the last seen in the flow direction of the manifold flow channels then directs the flow to the inflow in a second axial direction, which runs counter to the first axial direction.
  • the second axial direction corresponds to the suction direction of the compressor impeller of the second compressor stage, so that a predefined inflow through the flow channels exactly to the intake the compressor impeller of the second compressor stage can take place.
  • the manifolds each generate a substantially 90 ° deflection.
  • the compressor impeller of the second compressor stage may be arranged in the same direction as the compressor impeller of the previous compressor stage, i. the direction of entry is the same for both compressor wheels.
  • both compressor wheels may also be arranged in opposite directions, i. in so-called.
  • Back to back arrangement which makes sense mainly in two-stage turbocompressors, which formed for example as a spiral Ausströmgeometrie the second compressor stage and the adjoining outlet pipe can be passed through the area between the individual partial spirals of scaffoldfashionometrie.
  • the invention is not limited to two-stage turbocompressors, but also applicable to multi-stage designs.
  • the flow channels of the partial spirals extend from an inlet region of the first compressor stage, in particular from the outlet region of the impeller of the first compressor stage, to an outlet region of the first compressor stage, in particular to the inlet region of the impeller of the second compressor stage, and extend in the Combine the outlet area to form a circumferentially symmetric total channel.
  • the total channel then forms the inflow for or into the second compressor stage.
  • an embodiment of the return geometry is characterized in that the individual flow channels in a transition to the overall channel in each case curved walls and / or curved swirl struts respectively.
  • the swirl struts are designed to impart a predefined swirl to the flow upon entry into the overall channel, which effectively favors the intake by the compressor wheel of the second compressor stage.
  • the return geometry is formed in one embodiment such that the manifold respectively formed in the flow channels, which deflects the flow from the radial outflow in the first axial direction in the direction of the second compressor stage, each having a guide strut, which along of the respective flow channel extends in the radial direction outwards and in the first axial direction.
  • the guide struts divide the respective flow channel in an advantageous embodiment in the middle, so that both remaining parts of the respective flow channel are flowed through by an equal mass flow. It is also provided in a development that the guide struts extend radially outside a tongue radius of the return geometry, i. relative to a formed by the tongue radius inlet of the respective flow channel radially outwardly spaced.
  • an embodiment of the return geometry is also advantageous, in which the flow channels have an axial section, in which the flow is directed in the first axial direction in the direction of the second compressor stage, and the axial section of the flow channels is designed as a diffuser.
  • the formation of the respective axial section as a diffuser delays the flow, reduces friction losses and builds up a static pressure.
  • the axial section of the return geometry advantageously runs parallel to an axis of rotation of the turbocompressor.
  • an embodiment of the return geometry is favorable, in which the flow channels can be assigned to one of the first compressor stage Inflow radial section and one of the second compressor stage have assignable Ausströmradialab Songs, which direct the flow respectively in the inflow direction and in the outflow direction before the flow fluid preferably flows axially from the scaffoldlabgeometrie.
  • the embodiment is advantageous, in which the flow channels in the outflow radial section widen in the flow direction with respect to their cross section, so that an acceleration of the flow in the outflow radial section is reduced or even avoided.
  • the flow channels of the partial spirals of the return geometry are formed in a compact design by an intermediate disc housing of the turbocompressor, which separates the first compressor stage from the second compressor stage.
  • the flow channels may extend in the outer peripheral surface of the washer housing.
  • the flow channels of the partial spirals are formed by the intermediate disc housing and the turbo compressor housing, wherein the flow channels are formed by a channel clearance between an outer surface of the intermediate disc housing and an inner wall surface of the turbo compressor housing.
  • the flow channels extend in the outer peripheral surface of the intermediate disc housing and are covered by the turbo compressor housing.
  • the turbocompressor housing and the intermediate disc housing can also be designed in several parts.
  • the washer housing an axial opening for receiving the
  • Compressor impeller of the first compressor stage having a Axialö Stammsradius R1 and the flow channels of the sub-spirals 1969cken starting from the tongue radius R2 of the washer housing.
  • the tongue radius is set by the factor 1, 4 - 1, 8 is greater than the Axialö Samuelsradius R1. Further enlargement would increase the risk of ner to avoid flow separation.
  • the outflow direction of the compressor impeller of the first compressor stage and the inflow direction into the flow channels can thus with respect to the outflow angle and
  • Inflow angle are matched.
  • the ratio of the extent (a1) of the flow channels of the sub-spirals in the circumferential direction opposite adjacent peripheral portions (a2) is formed without flow channels, so that 0.2 ⁇ a1 / (a1 + a2) ⁇ 0.5.
  • the invention further comprises a radial compressor with a recirculation geometry according to one of the above described embodiments.
  • Fig. 1 is a schematic view of a turbocompressor
  • Fig. 2 is an exploded view of the parts of the turbocompressor
  • FIG. 3 shows a plan view of an intermediate disk housing from FIG. 2 with partial spirals which form the flow channels;
  • FIG. 4 shows an inlet-side plan view of a schematically illustrated flow geometry resulting from a flow profile;
  • FIG. 5 is a side sectional view of the flow geometry of FIG.
  • Fig. 6 is a rear plan view of the flow geometry of Fig. 4;
  • FIG. 7 is a side view of the flow geometry of FIG .. 4
  • FIG. 1 schematically shows a turbocompressor 1 with a turbocompressor housing 3 and an intermediate disk housing 2 accommodated therein.
  • a compressor impeller 6 of the first compressor stage is arranged on the flow inlet 4, partially inserted into an axial opening, which axially draws in a flow fluid and discharges radially in the direction of the second compressor stage.
  • the compressor impeller 7 of the second compressor stage arranged, which also axially draws the flow fluid and radially in the direction of the outlet 11 of the intermediate disc housing 2 and finally the outlet 12 at the turbo compressor housing 3 blows.
  • the turbocompressor housing 3 and the intermediate disc housing 2 provide a return geometry for the flow connection of the first and second compressor stage with a plurality of circumferentially uniformly distributed arranged part spirals, the separately extending Strö- form mungskanäle 5 for producing the flow connection from the inlet region of the first compressor stage to the outlet region of the second compressor stage, as can be seen in the exploded view according to Figures 2 and 3.
  • the flow channels 5 are each generated by a channel clearance between the outer surface of the intermediate disc housing 2 and the inner wall surface of the turbo compressor housing 3.
  • the geometry of the respective flow channels 5 can be determined by both components or, for example, only by the intermediate disc housing 2, as shown in the case.
  • the return geometry for the flow connection of the first and second compressor stages is produced by seven partial spirals, each with identical flow channels 5, which extend radially inwardly from the flow inlet 4 and at the same time in the circumferential direction.
  • the flow is deflected several times by means provided in the flow channels 5 manifold 15, 16, through the first manifold 15 from a substantially radial outflow direction in a first axial direction in the direction of the second compressor stage and then through the second manifold 16 back into the radial Inflow direction, which runs counter to the outflow direction.
  • the third manifold of the flow channels 5 lies within the intermediate disk housing 2 and therefore can not be seen, but then directs the flow to the inflow direction in a second axial direction, which runs counter to the first axial direction.
  • a guide strut 8 is provided, which extends in the radial and axial direction over the first manifold 15 away and divides the flow fluid in the respective flow channel 5 during the first deflection center.
  • FIGS. 4-7 The geometric design of the flow connection of the return geo In FIGS. 4-7, the geometry of the resulting geometry is shown, that is, in FIGS. 4-7, there are no components, but the geometric shape of the free-flow return geometry resulting from the construction of the turbocompressor housing 3 and, in particular, the intermediate housing 2 shown resulting flow from the first to the second compressor stage. Therefore, the flow representing the shape of the flow channels 5 is marked 5 'in FIGS. 4-7.
  • the geometric shape of the intermediate disk housing 2 is designed such that the flow channels 5 extend from the inlet region to the flow inlet 4 of the first compressor stage to the outlet region of the first compressor stage and in the outlet region to a circumferentially symmetrical total channel 9 with a radius R9 and a flow-through Zentraiabites extend the axis of rotation with a radius R10.
  • the ratio a1 / (a1 + 2) is set in a range of 0.2-0.5.
  • all the flow channels 5 have the same size and the same flow cross-section, but these can also be deviating from one another, so that, for example, the lengths a1 of each flow channel or of some flow channels 5 varies, so that gletting would occur
  • the individual flow channels 5 each have curved swirl struts in the transition to the overall channel 9, which impart a swirl to the flow upon entry into the overall channel 9, so that the flow at the outlet into the second compressor stage has a predefined swirl.
  • Swirl struts are designated as negative in the flow shown in Fig. 7 by the reference numeral 22 'and have an opening angle a5.
  • the flow channels 5 are formed in their axial section z, in which the flow is conducted in the first axial direction in the direction of the second compressor stage, as a diffuser and have a diffuser angle a4, the condition [R5 (z) 2 -R4 (z) 2 ] (a1 - ⁇ - ⁇ ) / 360 ⁇ 2n-R2 b2 is satisfied.
  • R5 is the outer radius as a function of the axial coordinate z
  • R4 the radius of the inner wall of the flow channel 5 as a function of the axial coordinate z
  • R2 the tongue radius or exit radius of the return geometry
  • b2 the flow channel width in Ausströmradialabites.
  • the diffusion ratio R2 / R1 is set in a range of 1, 4-1, 8.
  • the sub-spirals of the flow channels 5 follow with a tongue angle a3 between 60 ° and 80 ° with the tongue radius R11 and a smallest through-flowed surface 27.
  • the mounted to improve the deflection guide 8 starts at R3> R2, so that the smallest area flowed through in the respective flow channel 5 is not narrowed further.
  • the diffuser angle is formed in the section z2 of the axial section z, which determines a part of the straight axial extension z1.
  • Outflow direction portion is smaller than the flow channel widths b6 and b7 in the opposite radial inflow direction portion.
  • b6-R6-a1 / 360-n b7-R7.
  • b6 is the flow channel width adjacent to the second bend 16 at the radius R6 and b7 the flow channel width immediately before the third bend at the radius R7, according to FIG. 6.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

The invention relates to a return geometry of a turbocompressor for fluidically connecting a first stage and a second stage of the turbocompressor, said return geometry comprising multiple partial helices which extend at least in part in the circumferential direction, are evenly distributed in the circumferential direction and form channels for fluidically connecting the first and second compressor stages, at least some sections of said channels extending separately from each other.

Description

RÜCKFÜHRSTÖMUNGSKANÄLE FÜR EINEN MEHRSTUFIGEN TURBOVERDICHTER  RETURN FLOW CHANNELS FOR A MULTI-STAGE TURBO REFRIGERATOR
Beschreibung: Description:
Die Erfindung betrifft eine Rückführgeometrie eines Turboverdichters zur optimierten Strömungsverbindung einer ersten und zweiten Verdichterstufe des Turboverdichters. The invention relates to a return geometry of a turbocompressor for optimized flow connection of a first and second compressor stage of the turbocompressor.
Aus dem Stand der Technik sind Lösungen zur Verbindung der ersten und zweiten Verdichterstufe bei Turboverdichtern bekannt, bei denen als Rückführgeometrie rotationssymmetrische Rückführkanäle (auch bekannt als sog. „return Channels") verwendet werden. Solutions for connecting the first and second compressor stage in turbocompressors are known from the prior art, in which rotationally symmetrical return ducts (also known as so-called. "Return channels") are used.
Sie bestehen meist aus einer nach dem Verdichterlaufrad der ersten Verdichterstufe angeordneten Rückführgeometrie, einem 180°-Krümmer, einer meist mit Leiträdern versehene radialen Düse und einer 90°~Umlenkung zum Eintritt in den Bereich des nachfolgenden Verdichterlaufrads. Ein entsprechender Aufbau ist beispielsweise aus der Druckschrift EP 3056741 A1 oder der EP 2918848 A1 bekannt. They usually consist of a return geometry arranged after the compressor impeller of the first compressor stage, a 180 ° elbow, a radial nozzle usually provided with guide wheels and a 90 ° deflection for entry into the area of the subsequent compressor impeller. A corresponding structure is known for example from the document EP 3056741 A1 or EP 2918848 A1.
Bei den aus dem Stand der Technik bekannten Turboverdichtern entsteht ein unerwünschter Drall bei der Strömung in der ersten Verdichterstufe. Zudem ist die Zuströmung in die zweite Verdichterstufe ungleichmäßig. Weiterhin ist nachteilig, dass es bei geringen Massenströmen innerhalb des einen vorgesehenen rotationssymmetrischen Rückführkanals zur unerwünschten Strömungsablösung kommen kann. Ferner ist der Druckverlust im Rückführkanal vergleichsweise hoch. In the turbocompressors known from the prior art, an undesirable spin occurs in the flow in the first compressor stage. In addition, the inflow into the second compressor stage is uneven. Furthermore, it is disadvantageous that at low mass flows within the one provided rotationally symmetrical return channel for unwanted flow separation can occur. Furthermore, the pressure loss in the return duct is comparatively high.
Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, eine Rückführgeometrie für einen Turboverdichter bereit zu stellen, der das Risiko der Strömungsablösung verringert und den Druckverlust minimiert. The invention is therefore based on the object of providing a return geometry for a turbocompressor, which reduces the risk of flow separation and minimizes the pressure loss.
Diese Aufgabe wird durch die Merkmalskombination gemäß Patentanspruch 1 gelöst. This object is achieved by the feature combination according to claim 1.
Erfindungsgemäß wird eine Rückführgeometrie eines Turboverdichters vorgeschlagen, der ausgebildet ist zur Strömungsverbindung einer ersten und zweiten Verdichterstufe des Turboverdichters. Die Rückführgeometrie weist mehrere in Umfangsrichtung gleichmäßig verteilt angeordnete, zumindest teilweise in Umfangsrichtung verlaufende Teilspiralen auf, die zumindest abschnittsweise getrennt voneinander verlaufende Strömungskanäle zur Strömungsverbindung der ersten und zweiten Verdichterstufe bilden. In„Rückführgeometrie" ist der Wortbestandteil ,,-geometrie" enthalten, bestimmt je- doch die sich ergebende Strömungsleitung durch die Ausbildung der Strömungskanäle. According to the invention, a return geometry of a turbocompressor is proposed, which is designed for the flow connection of a first and second compressor stage of the turbocompressor. The return geometry has a plurality of circumferentially evenly distributed, at least partially extending in the circumferential direction part spirals, at least partially separate flow channels form the flow connection of the first and second compressor stage. In "return geometry" the word component "- geometry" is included, determined by but the resulting flow line through the formation of the flow channels.
Die Mehrzahl an Strömungskanälen verringert den Strömungsquerschnitt jedes einzelnen Strömungskanals und bietet eine gleichmäßigere Zuströ- mung in die zweite Verdichterstufe. Zudem kann die maximale Erstre- ckungsweite, insbesondere in radialer Richtung, jedes einzelenden Kanals gegenüber einem einzelnen rotationssymmetrischen Rückführkanal vergrößert werden, ohne dass bei Betriebspunkten mit geringem Massenstrom großflächige Strömungsablösungen oder Rückströmungen zu verzeichnen wären. The plurality of flow channels reduces the flow cross-section of each individual flow channel and provides a more uniform inflow into the second compressor stage. In addition, the maximum extension width, in particular in the radial direction, of each individual channel relative to a single rotationally symmetrical return channel can be increased without large flow separations or backflows occurring at operating points with a low mass flow.
In einer vorteilhaften Ausführungsform ist vorgesehen, dass die Strömungskanäle mehrere nacheinander angeordnete Krümmer ausbilden, welche die Strömung zwischen der ersten und zweiten Verdichterstufe mehrfach umlenken. Auf diese Weise ist es möglich, aus der radialen Abströmrichtung des Verdichterlaufrads des Turboverdichteres in der ersten Verdichterstufe eine optimale axiale Anströmung des Verdichterlaufrads der zweiten Verdichterstufe zu realisieren. In an advantageous embodiment it is provided that the flow channels form a plurality of successively arranged manifolds, which deflect the flow between the first and second compressor stage several times. In this way, it is possible to realize from the radial outflow direction of the compressor impeller of the turbo compressor in the first compressor stage an optimal axial flow of the compressor impeller of the second compressor stage.
Besonders günstig ist eine Ausführung der Rückführgeometrie, bei der die Krümmer der Strömungskanäle die Strömung aus einer radialen Particularly favorable is an embodiment of the return geometry, wherein the manifold of the flow channels, the flow of a radial
Ausströmrichtung zunächst in eine erste Axiairichtung in Richtung der zweiten Verdichterstufe und anschließend zurück in eine radiale Outflow direction first in a first Axiairichtung in the direction of the second compressor stage and then back into a radial
Einströmrichtung, welche der Ausströmrichtung entgegenläuft, leiten. Noch vorteilhafter ist die Ausbildung, bei der der in Strömungsrichtung gesehen letzte Krümmer der Strömungskanäle die Strömung anschließend zur Einströmrichtung in eine zweite Axialrichtung leitet, welche der ersten Axialrichtung entgegenläuft. Die zweite Axialrichtung entspricht dabei der Ansaugrichtung des Verdichterlaufrads der zweiten Verdichterstufe, so dass über die Strömungskanäle eine vordefinierte Zuströmung genau zum Ansaugbereich des Verdichterlaufrads der zweiten Verdichterstufe erfolgen kann. Die Krümmer erzeugen dabei jeweils eine im Wesentlichen 90°-Umlenkung. Inlet direction, which runs counter to the outflow direction, lead. Even more advantageous is the design in which the last seen in the flow direction of the manifold flow channels then directs the flow to the inflow in a second axial direction, which runs counter to the first axial direction. The second axial direction corresponds to the suction direction of the compressor impeller of the second compressor stage, so that a predefined inflow through the flow channels exactly to the intake the compressor impeller of the second compressor stage can take place. The manifolds each generate a substantially 90 ° deflection.
Je nach Bauart des Turboverdichters kann das Verdichterlaufrad der zweiten Verdichterstufe in gleicher Richtung wie das Verdichterlaufrad der vorherigen Verdichterstufe angeordnet sein, d.h. die Richtung des Eintritts ist bei beiden Verdichterlaufrädern gleich. Ebenso können beide Verdichterlaufräder auch in entgegengesetzter Richtung angeordnet sein, d.h. in sog. Rücken an Rücken Anordnung, die überwiegend bei zweistufigen Turboverdichtern sinnvoll ist, wobei die beispielsweise als Spirale ausgebildete Ausströmgeometrie der zweiten Verdichterstufe und das sich daran anschließende Austrittsrohr durch den Bereich zwischen den einzelnen Teilspiralen der Rückführgeometrie geführt werden können. Grundsätzlich ist die Erfindung nicht auf zweistufige Turboverdichter beschränkt, sonder auch auf mehrstufige Ausführungen anwendbar. Depending on the design of the turbocompressor, the compressor impeller of the second compressor stage may be arranged in the same direction as the compressor impeller of the previous compressor stage, i. the direction of entry is the same for both compressor wheels. Likewise, both compressor wheels may also be arranged in opposite directions, i. in so-called. Back to back arrangement, which makes sense mainly in two-stage turbocompressors, which formed for example as a spiral Ausströmgeometrie the second compressor stage and the adjoining outlet pipe can be passed through the area between the individual partial spirals of Rückführgeometrie. Basically, the invention is not limited to two-stage turbocompressors, but also applicable to multi-stage designs.
In einer Weiterbildung der Rückführgeometrie ist vorgesehen, dass sich die Strömungskanäle der Teilspiralen von einem Eintrittsbereich der ersten Verdichterstufe, insbesondere vom Austrittsbereich des Laufrads der ersten Verdichterstufe, zu einem Austrittsbereich der ersten Verdichterstufe, insbesondere zum Eintrittsbereich des Laufrads der zweiten Verdichterstufe, erstrecken und sich im Austrittsbereich zu einem umfangssymmetrischen Gesamtkanal vereinigen. Der Gesamtkanal bildet dann die Zuströmung für die bzw. in die zweite Verdichterstufe. Dies funktioniert besonders vorteilhaft bei einer Ausführung bei der sich die Strömungskanäle in Strömungsrichtung nach dem in Strömungsrichtung gesehen letzten Krümmer, der die Strömung in die zweite Axialrichtung leitet, zu dem Gesamtkanai vereinigen. In a further development of the return geometry, it is provided that the flow channels of the partial spirals extend from an inlet region of the first compressor stage, in particular from the outlet region of the impeller of the first compressor stage, to an outlet region of the first compressor stage, in particular to the inlet region of the impeller of the second compressor stage, and extend in the Combine the outlet area to form a circumferentially symmetric total channel. The total channel then forms the inflow for or into the second compressor stage. This works particularly advantageously in an embodiment in which the flow channels in the flow direction after the last seen in the flow direction of the manifold, which directs the flow in the second axial direction, unite to the Gesamtkanai.
Ferner ist ein Ausführungsbeispiel der Rückführgeometrie dadurch gekennzeichnet, dass die einzelnen Strömungskanäle in einem Übergang zu dem Gesamtkanal jeweils gekrümmte Wände und/oder gekrümmte Drallstreben aufweisen. Die Drallstreben sind ausgebildet, der Strömung beim Eintritt in den Gesamtkanal einen vordefinierten Drall zu verleihen, der die Ansaugung durch das Verdichterrad der zweiten Verdichterstufe effektiv begünstigt. Furthermore, an embodiment of the return geometry is characterized in that the individual flow channels in a transition to the overall channel in each case curved walls and / or curved swirl struts respectively. The swirl struts are designed to impart a predefined swirl to the flow upon entry into the overall channel, which effectively favors the intake by the compressor wheel of the second compressor stage.
Zur Unterstützung der Strömungsumlenkung wird in einer Ausführungsvari- ante die Rückführgeometrie derart ausgebildet, dass der in den Strömungskanälen jeweils gebildete Krümmer, der die Strömung aus der radialen Ausströmrichtung in die erste Axialrichtung in Richtung der zweiten Verdichterstufe umlenkt, jeweils eine Leitstrebe aufweist, welche sich entlang des jeweiligen Strömungskanals in Radialrichtung nach außen und in die erste Axialrichtung erstreckt. Die Leitstreben unterteilen den jeweiligen Strömungskanal in einer vorteilhaften Ausführung mittig, so dass beide verbleibenden Teile des jeweiligen Strömungskanals mit gleich großem Massenstrom durchströmt werden. Auch wird in einer Weiterbildung vorgesehen, dass sich die Leitstreben radial außerhalb eines Zungenradius der Rückführgeometrie erstrecken, d.h. gegenüber einem durch den Zungenradius gebildeten Eintritt des jeweiligen Strömungskanals nach radial außen beabstandet. To support the flow deflection, the return geometry is formed in one embodiment such that the manifold respectively formed in the flow channels, which deflects the flow from the radial outflow in the first axial direction in the direction of the second compressor stage, each having a guide strut, which along of the respective flow channel extends in the radial direction outwards and in the first axial direction. The guide struts divide the respective flow channel in an advantageous embodiment in the middle, so that both remaining parts of the respective flow channel are flowed through by an equal mass flow. It is also provided in a development that the guide struts extend radially outside a tongue radius of the return geometry, i. relative to a formed by the tongue radius inlet of the respective flow channel radially outwardly spaced.
Strömungstechnisch ist ferner eine Ausführung der Rückführgeometrie vorteilhaft, bei der die Strömungskanäle einen Axialabschnitt aufweisen, in denen die Strömung in die erste Axialrichtung in Richtung der zweiten Verdichterstufe geleitet wird, und der Axialabschnitt der Strömungskanäle als Diffusor ausgebildet ist. Durch die Ausbildung des jeweiligen Axialabschnitts als Diffusor wird die Strömung verzögert, Reibungsverluste werden reduziert und ein statischer Druck aufgebaut. Der Axialabschnitt der Rückführgeometrie verläuft vorteilhaferweise parallel zu einer Rotationsachse des Turboverdichters. In terms of flow, an embodiment of the return geometry is also advantageous, in which the flow channels have an axial section, in which the flow is directed in the first axial direction in the direction of the second compressor stage, and the axial section of the flow channels is designed as a diffuser. The formation of the respective axial section as a diffuser delays the flow, reduces friction losses and builds up a static pressure. The axial section of the return geometry advantageously runs parallel to an axis of rotation of the turbocompressor.
Weiterhin ist eine Ausführung der Rückführgeometrie günstig, bei der die Strömungskanäle einen der ersten Verdichterstufe zuordenbaren Einströmradialabschnitt und einen der zweiten Verdichterstufe zuordenbaren Ausströmradialabschnitt aufweisen, welche die Strömung jeweils in die Einströmrichtung bzw. in die Ausströmrichtung leiten, bevor das Strömungs- fluid vorzugsweise axial aus der Rückführgeometrie ausströmt. Strömungstechnisch ist dabei die Ausführung von Vorteil, bei der sich die Strömungskanäle im Ausströmradialabschnitt bezüglich ihres Querschnitts in Strömungsrichtung aufweiten, so dass eine Beschleunigung der Strömung im Ausströmradialabschnitt verringert oder gar vermieden wird. Furthermore, an embodiment of the return geometry is favorable, in which the flow channels can be assigned to one of the first compressor stage Inflow radial section and one of the second compressor stage have assignable Ausströmradialabschnitt, which direct the flow respectively in the inflow direction and in the outflow direction before the flow fluid preferably flows axially from the Rückführgeometrie. In terms of flow, in this case the embodiment is advantageous, in which the flow channels in the outflow radial section widen in the flow direction with respect to their cross section, so that an acceleration of the flow in the outflow radial section is reduced or even avoided.
Gebildet werden die Strömungskanäle der Teilspiralen der Rückführgeometrie in einer kompakten Ausführung durch ein Zwischenscheibengehäuse des Turboverdichters, der die erste Verdichterstufe von der zweiten Verdichterstufe trennt. Die Strömungskanäle können sich in der Außenumfangsfläche des Zwischenscheibengehäuses erstrecken. In einer Weiterbildung werden die Strömungskanäle der Teilspiralen gebildet durch das Zwischenscheibengehäuse und das Turboverdichtergehäuse, wobei die Strömungskanäle durch einen Kanalfreiraum zwischen einer Außenfläche des Zwischenscheibengehäuses und einer Innenwandfläche des Turboverdichtergehäuses gebildet sind. Beispielsweise verlaufen die Strömungskanäle in der Außenumfangsfläche des Zwischenscheibengehäuses und werden von dem Turboverdichtergehäuse abgedeckt. In alternativen Ausführungen können das Turboverdichtergehäuse und das Zwischenscheibengehäuse auch mehrteilig ausgebildet werden. The flow channels of the partial spirals of the return geometry are formed in a compact design by an intermediate disc housing of the turbocompressor, which separates the first compressor stage from the second compressor stage. The flow channels may extend in the outer peripheral surface of the washer housing. In a development, the flow channels of the partial spirals are formed by the intermediate disc housing and the turbo compressor housing, wherein the flow channels are formed by a channel clearance between an outer surface of the intermediate disc housing and an inner wall surface of the turbo compressor housing. For example, the flow channels extend in the outer peripheral surface of the intermediate disc housing and are covered by the turbo compressor housing. In alternative embodiments, the turbocompressor housing and the intermediate disc housing can also be designed in several parts.
Bei einer Weiterbildung der Rückführgeometrie ist vorgesehen, dass das Zwischenscheibengehäuse eine Axialöffnung zur Aufnahme des In a further development of the return geometry is provided that the washer housing an axial opening for receiving the
Verdichterlaufrads der ersten Verdichterstufe mit einem Axialöffnungsradius R1 aufweist und die Strömungskanäle der Teilspiralen sich ausgehend von dem Zungenradius R2 des Zwischenscheibengehäuse erstecken. Der Zungenradius wird dabei um den Faktor 1 ,4 - 1 ,8 größer ist als der Axialöffnungsradius R1 festgelegt. Eine weitere Vergrößerung würde das Risiko ei- ner zu vermeidenden Strömungsablösung bergen. Compressor impeller of the first compressor stage having a Axialöffnungsradius R1 and the flow channels of the sub-spirals erstecken starting from the tongue radius R2 of the washer housing. The tongue radius is set by the factor 1, 4 - 1, 8 is greater than the Axialöffnungsradius R1. Further enlargement would increase the risk of ner to avoid flow separation.
In einer Ausführungsvariante der Rückführgeometrie erstrecken sich die Teilspiralen an dem durch den Zungenradius R2 bestimmten Eintritt der Strömungskanäle mit einem Winkel a3 = 60° - 80° gegenüber einer Radialebene im Umfangsrichtung verlaufend nach radial außen. Die Abströmrichtung des Verdichterlaufrads der ersten Verdichterstufe und die Einströmrichtung in die Strömungskanäle kann somit bezüglich der Abströmwinkel und In one embodiment of the return geometry, the partial spirals extend at the inlet of the flow channels defined by the tongue radius R2 at an angle a3 = 60 ° -80 ° with respect to a radial plane extending radially outwards in the circumferential direction. The outflow direction of the compressor impeller of the first compressor stage and the inflow direction into the flow channels can thus with respect to the outflow angle and
Einströmwinkel aufeinander abgestimmt werden.  Inflow angle are matched.
Bezüglich der Größe der Strömungskanäle der Rückführgeometrie ist in einer vorteilhaften Ausführung vorgesehen, dass das Verhältnis der Erstreckung (a1) der Strömungskanäle der Teilspiralen in Umfangsrichtung gegenüber angrenzenden Umfangsabschnitten (a2) ohne Strömungskanäle gebildet wird, so dass gilt 0,2 < a1/(a1+a2) < 0,5. Regarding the size of the flow channels of the return geometry is provided in an advantageous embodiment that the ratio of the extent (a1) of the flow channels of the sub-spirals in the circumferential direction opposite adjacent peripheral portions (a2) is formed without flow channels, so that 0.2 <a1 / (a1 + a2) <0.5.
Die Erfindung umfasst ferner einen Turboverdichter in Radialbauweise mit einer Rückführgeometrie gemäß einem der vorstehenden beschriebenen Ausführungsbeispiele. The invention further comprises a radial compressor with a recirculation geometry according to one of the above described embodiments.
Andere vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet bzw. werden nachstehend zusammen mit der Beschreibung der bevorzugten Ausführung der Erfindung anhand der Figuren näher dargestellt. Es zeigen: Other advantageous developments of the invention are characterized in the subclaims or are shown in more detail below together with the description of the preferred embodiment of the invention with reference to FIGS. Show it:
Fig. 1 eine schematische Ansicht eines Turboverdichters; Fig. 1 is a schematic view of a turbocompressor;
Fig. 2 eine Explosionsdarstellung der Teile des Turboverdichters aus Fig. 2 is an exploded view of the parts of the turbocompressor
Fig. 1 ;  Fig. 1;
Fig. 3 eine Draufsicht auf ein Zwischenscheibengehäuse aus Fig. 2 mit Teilspiralen, welche die Strömungskanäle bilden; Fig. 4 eine einlassseitige Draufsicht auf eine schematisch dargestellte, sich durch einen Strömungsverlauf ergebende Strömungsgeometrie; FIG. 3 shows a plan view of an intermediate disk housing from FIG. 2 with partial spirals which form the flow channels; FIG. 4 shows an inlet-side plan view of a schematically illustrated flow geometry resulting from a flow profile;
Fig. 5 eine seitliche Schnittansicht der Strömungsgeometrie aus Fig. 5 is a side sectional view of the flow geometry of FIG.
4;  4;
Fig. 6 eine rückseitige Draufsicht der Strömungsgeometrie aus Fig. 4; Fig. 6 is a rear plan view of the flow geometry of Fig. 4;
Fig. 7 eine Seitenansicht der Strömungsgeometrie aus Fig. 4. 7 is a side view of the flow geometry of FIG .. 4
Die Figuren sind beispielhaft schematisch und dienen zum besseren Verständnis der Erfindung. Gleiche Bezugszeichen benennen gleiche Teile in allen Ansichten. The figures are exemplary schematic and serve to better understand the invention. Like reference numerals designate like parts throughout the views.
In Figur 1 ist schematisch ein Turboverdichter 1 mit einem Turboverdichtergehäuse 3 und einem darin aufgenommenem Zwischenscheibengehäuse 2 dargestellt. An dem Zwischenscheibengehäuse 2 ist am Strömungseinlass 4, teilweise in eine Axialöffnung eingesetzt, ein Verdichterlaufrad 6 der ersten Verdichterstufe angeordnet, das ein Strömungsfluid axial ansaugt und radial in Richtung der zweiten Verdichterstufe ausbläst. In dem Zwischenscheibengehäuse 2 ist axial getrennt zum Verdichterlaufrad 6 das Verdichterlaufrad 7 der zweiten Verdichterstufe angeordnet, welches das Strömungsfluid ebenfalls axial ansaugt und radial in Richtung des Auslasses 11 des Zwischenscheibengehäuses 2 und schließlich des Austritts 12 am Turboverdichtergehäuse 3 ausbläst. FIG. 1 schematically shows a turbocompressor 1 with a turbocompressor housing 3 and an intermediate disk housing 2 accommodated therein. On the intermediate disk housing 2, a compressor impeller 6 of the first compressor stage is arranged on the flow inlet 4, partially inserted into an axial opening, which axially draws in a flow fluid and discharges radially in the direction of the second compressor stage. In the intermediate disc housing 2 is axially separated from the compressor impeller 6, the compressor impeller 7 of the second compressor stage arranged, which also axially draws the flow fluid and radially in the direction of the outlet 11 of the intermediate disc housing 2 and finally the outlet 12 at the turbo compressor housing 3 blows.
Das Turboverdichtergehäuse 3 und das Zwischenscheibengehäuse 2 stellen eine Rückführgeometrie zur Strömungsverbindung der ersten und zweiten Verdichterstufe mit mehrere in Umfangsrichtung gleichmäßig verteilt angeordneten Teilspiralen bereit, die getrennt voneinander verlaufende Strö- mungskanäle 5 zur Herstellung der Strömungsverbindung vom Eintrittsbereich der ersten Verdichterstufe zum Austrittsbereich der zweiten Verdichterstufe bilden, wie es in der Explosionsdarstellung gemäß Figur 2 und 3 zu erkennen ist. Die Strömungskanäle 5 sind jeweils erzeugt durch einen Kanalfreiraum zwischen der Außenfläche des Zwischenscheibengehäuses 2 und der Innenwandfläche des Turboverdichtergehäuses 3. Die Geometrie der jeweiligen Strömungskanäle 5 kann dabei von beiden Bauteilen oder beispielsweise auch nur durch das Zwischenscheibengehäuse 2, wie im gezeigten Fall, bestimmt werden. The turbocompressor housing 3 and the intermediate disc housing 2 provide a return geometry for the flow connection of the first and second compressor stage with a plurality of circumferentially uniformly distributed arranged part spirals, the separately extending Strö- form mungskanäle 5 for producing the flow connection from the inlet region of the first compressor stage to the outlet region of the second compressor stage, as can be seen in the exploded view according to Figures 2 and 3. The flow channels 5 are each generated by a channel clearance between the outer surface of the intermediate disc housing 2 and the inner wall surface of the turbo compressor housing 3. The geometry of the respective flow channels 5 can be determined by both components or, for example, only by the intermediate disc housing 2, as shown in the case.
In der in den Figuren 2 und 3 dargestellten Ausführung wird die Rückführgeometrie zur Strömungsverbindung der ersten und zweiten Verdichterstufe durch sieben Teilspiralen mit jeweils identischen Strömungskanälen 5 erzeugt, die sich vom Strömungseinlass 4 nach radial außen und gleichzeitig in Umfangsrichtung erstrecken. Die Strömung wird von durch in den Strömungskanälen 5 vorgesehene Krümmer 15, 16 mehrfach umgelenkt, und zwar durch den ersten Krümmer 15 aus einer im Wesentlichen radialen Ausströmrichtung in eine erste Axialrichtung in Richtung der zweiten Verdichterstufe und anschließend durch den zweiten Krümmer 16 zurück in die radiale Einströmrichtung, welche der Ausströmrichtung entgegenläuft. Der dritte Krümmer der Strömungskanäle 5 liegt innerhalb des Zwischenscheibengehäuses 2 und ist deshalb nicht zu erkennen, leitet die Strömung jedoch anschließend zur Einströmrichtung in eine zweite Axialrichtung, welche der ersten Axialrichtung entgegenläuft. In the embodiment shown in FIGS. 2 and 3, the return geometry for the flow connection of the first and second compressor stages is produced by seven partial spirals, each with identical flow channels 5, which extend radially inwardly from the flow inlet 4 and at the same time in the circumferential direction. The flow is deflected several times by means provided in the flow channels 5 manifold 15, 16, through the first manifold 15 from a substantially radial outflow direction in a first axial direction in the direction of the second compressor stage and then through the second manifold 16 back into the radial Inflow direction, which runs counter to the outflow direction. The third manifold of the flow channels 5 lies within the intermediate disk housing 2 and therefore can not be seen, but then directs the flow to the inflow direction in a second axial direction, which runs counter to the first axial direction.
In jedem der Strömungskanäle 5 ist eine Leitstrebe 8 vorgesehen, die sich in radialer und axialer Richtung über den ersten Krümmer 15 hinweg erstreckt und das Strömungsfluid in dem jeweiligen Strömungskanal 5 während der ersten Umlenkung mittig aufteilt. In each of the flow channels 5, a guide strut 8 is provided, which extends in the radial and axial direction over the first manifold 15 away and divides the flow fluid in the respective flow channel 5 during the first deflection center.
Die geometrische Gestaltung der Strömungsverbindung der Rückführgeo- metrie ist in den Figuren 4 - 7 anhand der sich ergebenden Strömungsgeometrie dargestellt, d.h. in den Figuren 4 - 7 sind keine Bauteile, sondern die sich durch den Aufbau des Turboverdichtergehäuses 3 und insbesondere des Zwischenscheibengehäuses 2 ergebende geometrische Form der frei durchströmbaren Rückführgeometrie und mithin der sich ergebenden Strömung von der ersten zur zweiten Verdichterstufe gezeigt. Deshalb wird die die Form der Strömungskanäle 5 repräsentierende Strömung in den Figuren 4 - 7 mit 5' gekennzeichnet. Die geometrische Form des Zwischenscheibengehäuses 2 ist dabei so gestaltet, dass sich die Strömungskanäle 5 von dem Eintrittsbereich mit dem Strömungseinlass 4 der ersten Verdichterstufe zu dem Austrittsbereich der ersten Verdichterstufe erstrecken und im Austrittsbereich zu einem umfangssymmetrischen Gesamtkanal 9 mit einem Radius R9 und einem undurchströmten Zentraiabschnitt um die Rotationsachse mit einem Radius R10 erstrecken. The geometric design of the flow connection of the return geo In FIGS. 4-7, the geometry of the resulting geometry is shown, that is, in FIGS. 4-7, there are no components, but the geometric shape of the free-flow return geometry resulting from the construction of the turbocompressor housing 3 and, in particular, the intermediate housing 2 shown resulting flow from the first to the second compressor stage. Therefore, the flow representing the shape of the flow channels 5 is marked 5 'in FIGS. 4-7. The geometric shape of the intermediate disk housing 2 is designed such that the flow channels 5 extend from the inlet region to the flow inlet 4 of the first compressor stage to the outlet region of the first compressor stage and in the outlet region to a circumferentially symmetrical total channel 9 with a radius R9 and a flow-through Zentraiabschnitt extend the axis of rotation with a radius R10.
Die Rückführgeometrie teilt sich in einen Anzahl n Strömungskanäle 5 (im vorliegenden Fall n=7) mit jeweils umfänglicher Ausdehnung a1 auf, die Zwischenbereiche ohne Strömungskanäle sind mit a2 gekennzeichnet. Das Verhältnis a1/(a1 +2) wird in einem Bereich von 0,2-0,5 festgelegt. Im gezeigten Ausführungsbeispiel weisen alle Strömungskanäle 5 dieselbe Größe und denselben Strömungsquerschnitt auf, jedoch können diese auch abweichend voneinander ausgebildet werden, so dass beispielsweise die Längen a1 jedes Strömungskanals oder mancher Strömungskanäle 5 variiert, so dass gleten würde 81 The return geometry is divided into a number n flow channels 5 (in the present case n = 7), each with a circumferential extent a1, the intermediate areas without flow channels are marked with a2. The ratio a1 / (a1 + 2) is set in a range of 0.2-0.5. In the exemplary embodiment shown, all the flow channels 5 have the same size and the same flow cross-section, but these can also be deviating from one another, so that, for example, the lengths a1 of each flow channel or of some flow channels 5 varies, so that gletting would occur
Die einzelnen Strömungskanäle 5 weisen im Übergang zu dem Gesamtkanal 9 jeweils gekrümmte Drallstreben suf, die der Strömung beim Eintritt in den Gesamtkanal 9 einen Drall verleihen, so dass die Strömung am Auslass in die zweite Verdichterstufe einen vordefinierten Drall aufweist. Die The individual flow channels 5 each have curved swirl struts in the transition to the overall channel 9, which impart a swirl to the flow upon entry into the overall channel 9, so that the flow at the outlet into the second compressor stage has a predefined swirl. The
Drallstreben sind als Negativ in der in Fig. 7 gezeigten Strömung mit dem Bezugszeichen 22' gekennzeichnet und weisen einen Öffnungswinkel a5 auf. Die Strömungskanäle 5 sind in ihrem Axialabschnitt z, in denen die Strömung in die erste Axialrichtung in Richtung der zweiten Verdichterstufe geleitet wird, als Diffusor ausgebildet und weisen einen Diffusorwinkel a4 auf, wobei die Bedingung [R5(z)2-R4(z)2] (a1 -π-η)/360 < 2n-R2 b2 erfüllt wird. Dabei ist R5 der Außenradius als Funktion der axialen Koordinate z, R4 der Radius der Innenwandung des Strömungskanals 5 als Funktion der axialen Koordinate z, R2 der Zungenradius oder Austrittsradius der Rückführgeometrie und b2 die Strömungskanalbreite im Ausströmradialabschnitt. Das Diffusionsverhältnis R2/R1 wird in einem Bereich von 1 ,4-1 ,8 festgelegt. An den Zungenradius R2 anschließend folgen die Teilspiralen der Strömungskanäle 5 mit einem Zungenwinkel a3 zwischen 60° und 80° mit dem Zungenradius R11 sowie einer am Eintritt kleinsten durchströmten Fläche 27. Die zur Verbesserung der Umlenkung angebrachte Leitstrebe 8 beginnt bei R3>R2, so dass die kleinste durchströmte Fläche im jeweiligen Strömungskanal 5 nicht weiter verengt wird. Der Diffusorwinkel ist ausgebildet im Abschnitt z2 des Axialabschnitts z, der einen Teil der geraden Axialerstreckung z1 bestimmt. Die Strömungskanalbreite b2 im radialen Swirl struts are designated as negative in the flow shown in Fig. 7 by the reference numeral 22 'and have an opening angle a5. The flow channels 5 are formed in their axial section z, in which the flow is conducted in the first axial direction in the direction of the second compressor stage, as a diffuser and have a diffuser angle a4, the condition [R5 (z) 2 -R4 (z) 2 ] (a1 -π-η) / 360 <2n-R2 b2 is satisfied. Here, R5 is the outer radius as a function of the axial coordinate z, R4 the radius of the inner wall of the flow channel 5 as a function of the axial coordinate z, R2 the tongue radius or exit radius of the return geometry and b2 the flow channel width in Ausströmradialabschnitt. The diffusion ratio R2 / R1 is set in a range of 1, 4-1, 8. Following the tongue radius R2, the sub-spirals of the flow channels 5 follow with a tongue angle a3 between 60 ° and 80 ° with the tongue radius R11 and a smallest through-flowed surface 27. The mounted to improve the deflection guide 8 starts at R3> R2, so that the smallest area flowed through in the respective flow channel 5 is not narrowed further. The diffuser angle is formed in the section z2 of the axial section z, which determines a part of the straight axial extension z1. The flow channel width b2 in the radial
Ausströmrichtungsabschnitt ist geringer als die Strömungskanalbreiten b6 und b7 im gegenüberliegenden radialen Einströmrichtungsabschnitt. Outflow direction portion is smaller than the flow channel widths b6 and b7 in the opposite radial inflow direction portion.
Die radiale Umlenkung und Zusammenführung der Strömung 5' ist so gestaltet, dass die Strömungsgeschwindigkeiten möglichst nicht oder nur wenig verändert werden. In dem gezeigten Ausführungsbeispiel ist deshalb die Bedingung erfüllt, dass b6-R6-a1/360-n = b7-R7. Dabei ist b6 die Strömungskanalbreite angrenzend an den zweiten Krümmer 16 beim Radius R6 und b7 die Strömungskanalbreite unmittelbar vor dem dritten Krümmer beim Radius R7, gemäß Figur 6. * * * * * The radial deflection and merging of the flow 5 'is designed so that the flow rates are not possible or only slightly changed. In the illustrated embodiment, therefore, the condition is satisfied that b6-R6-a1 / 360-n = b7-R7. In this case, b6 is the flow channel width adjacent to the second bend 16 at the radius R6 and b7 the flow channel width immediately before the third bend at the radius R7, according to FIG. 6. * * * * *
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Claims

Patentansprüche claims
1. Rückführgeometrie eines Turboverdichters zur Strömungsverbindung einer ersten und zweiten Verdichterstufe des Turboverdichters, wobei die Rückführgeometrie mehrere in Umfangsrichtung gleichmäßig oder ungleichmäßig verteilt angeordnete, zumindest teilweise in Umfangsrichtung verlaufende Teilspiralen aufweist, die zumindest abschnittsweise getrennt voneinander verlaufende Strömungskanäle zur Strömungsverbindung der ersten und zweiten Verdichterstufe bilden. 1. feedback geometry of a turbocompressor for flow connection of a first and second compressor stage of the turbocompressor, the feedback geometry having a plurality of circumferentially uniformly or non-uniformly distributed, at least partially extending in the circumferential direction part spirals, at least partially separated from each other flow channels form the flow connection of the first and second compressor stage ,
2. Rückführgeometrie nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungskanäle mehrere nacheinander angeordnete Krümmer ausbilden, welche die Strömung zwischen der ersten und zweiten Verdichterstufe mehrfach umlenken. 2. recirculation geometry according to claim 1, characterized in that the flow channels form a plurality of successively arranged manifold, which deflect the flow between the first and second compressor stage multiple times.
3. Rückführgeometrie nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Krümmer der Strömungskanäle die Strömung aus einer radialen Ausströmrichtung in eine erste Axialrichtung in Richtung der zweiten Verdichterstufe und anschließend zurück in eine radiale 3. recirculation geometry according to claim 2, characterized in that the manifold of the flow channels, the flow from a radial outflow direction in a first axial direction in the direction of the second compressor stage and then back into a radial
Einströmrichtung, welche der Ausströmrichtung entgegenläuft, leiten.  Inlet direction, which runs counter to the outflow direction, lead.
4. Rückführgeometrie nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass einer der Krümmer der Strömungskanäle die Strömung anschließend zur Einströmrichtung in eine zweite Axialrichtung leitet, welche der ersten Axialrichtung entgegenläuft. 4. recirculation geometry according to claim 3, characterized in that one of the manifolds of the flow channels then directs the flow to the inflow in a second axial direction, which runs counter to the first axial direction.
5. Rückführgeometrie nach einem der vorigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Strömungskanäle von einem der ersten Verdichterstufe zuordenbaren Eintrittsbereich zu einem der ersten Verdichterstufe zuordenbaren Austrittsbereich erstrecken und sich im Austrittsbereich zu einem umfangssymmetrischen Gesamtkanal vereinigen. 5. recirculation geometry according to one of the preceding claims, characterized in that the flow channels extend from one of the first compressor stage assignable inlet region to one of the first compressor stage assignable outlet region and unite in the outlet region to form a circumferentially symmetrical overall channel.
6. Rückführgeometrie nach den vorigen Ansprüche 4 und 5, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Strömungskanäle in Strömungsrichtung nach dem Krümmer, der die Strömung in die zweite Axialrichtung leitet, zu dem Gesamtkanal vereinigen. 6. recirculation geometry according to the previous claims 4 and 5, characterized in that the flow channels in the flow direction after the manifold, which directs the flow in the second axial direction, combine to form the overall channel.
7. Rückführgeometrie nach dem vorigen Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass die einzelnen Strömungskanäle in einem Übergang zu dem Gesamtkanal jeweils gekrümmte Wände oder gekrümmte Drallstreben aufweisen, welche ausgebildet sind, der Strömung beim Eintritt in den Gesamtkanal einen Drall zu verleihen, so dass die Strömung am Auslass in die zweite Verdichterstufe einen vordefinierten Drall aufweist. 7. recirculation geometry according to the previous claim, characterized in that the individual flow channels in a transition to the overall channel each have curved walls or curved swirl struts, which are adapted to impart the flow upon entry into the overall channel a swirl, so that the flow on Outlet in the second compressor stage has a predefined spin.
8. Rückführgeometrie nach einem der vorigen Ansprüche 3 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der in den Strömungskanälen jeweils gebildete Krümmer, der die Strömung aus der radialen Ausströmrichtung in die erste Axialrichtung in Richtung der zweiten Verdichterstufe umlenkt, jeweils eine Leitstrebe aufweist, welche sich entlang des jeweiligen Strömungskanals in Radialrichtung nach außen und in die erste Axialrichtung erstreckt. 8. recirculation geometry according to one of the preceding claims 3 to 7, characterized in that the respectively formed in the flow channels manifold, which deflects the flow from the radial outflow in the first axial direction in the direction of the second compressor stage, each having a guide strut, which along of the respective flow channel extends in the radial direction outwards and in the first axial direction.
9. Rückführgeometrie nach einem der vorigen Ansprüche 3 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungskanäle einen Axialabschnitt aufweisen, in denen die Strömung in die erste Axialrichtung in Richtung der zweiten Verdichterstufe geleitet wird, wobei der Axialabschnitt der Strömungskanäle als Diffusor ausgebildet ist. 9. recirculation geometry according to one of the preceding claims 3 to 8, characterized in that the flow channels have an axial section in which the flow is directed in the first axial direction in the direction of the second compressor stage, wherein the axial portion of the flow channels is formed as a diffuser.
10. Rückführgeometrie nach einem der vorigen Ansprüche 3 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungskanäle einen der ersten Verdichterstufe zuordenbaren Einströmradialabschnitt und einen der zweiten Verdichterstufe zuordenbaren Ausströmradialabschnitt aufweisen, welche die Strömung in die Einströmrichtung und in die Ausströmrichtung leiten, wobei sich die Strömungskanäle im 10. recirculation geometry according to one of the preceding claims 3 to 9, characterized in that the flow channels have a first compressor stage attributable inflow radial section and a second compressor stage assignable Ausströmradialabschnitt having the flow in the inflow and in the Outflow direction, with the flow channels in the
Ausströmradialabschnitt bezüglich ihres Querschnitts in Strömungsrichtung aufweiten, so dass insbesondere gilt:  Outflow radial section expand in the flow direction with respect to its cross section, so that in particular:
b6-R6-a1/360-n = b7-R7.  b6-R6-a1 / 360-n = b7-R7.
1 1.Rückführgeometrie nach einem der vorigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass er gebildet wird durch ein Zwischenscheibengehäuse eines Turboverdichters, der die erste Verdichterstufe von der zweiten Verdichterstufe trennt. 1 1.Rückführgeometrie according to any one of the preceding claims, characterized in that it is formed by an intermediate disc housing of a turbocompressor, which separates the first compressor stage of the second compressor stage.
12. Rückführgeometrie nach dem vorigen Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass die Strömungskanäle der Teilspiralen gebildet werden durch das Zwischenscheibengehäuse und ein Turboverdichtergehäuse, wobei die Strömungskanäle durch einen Kanalfreiraum zwischen einer Außenfläche des Zwischenscheibengehäuses und einer Innenwandfläche des Turboverdichtergehäuses gebildet sind. 12. feedback geometry according to the previous claim, characterized in that the flow channels of the partial spirals are formed by the intermediate disc housing and a turbo compressor housing, wherein the flow channels are formed by a channel clearance between an outer surface of the intermediate disc housing and an inner wall surface of the turbo compressor housing.
13. Rückführgeometrie nach einem der vorigen beiden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Zwischenscheibengehäuse eine Axialöffnung zur Aufnahme des Verdichterlaufrads der ersten Verdichterstufe mit einem Axialöffnungsradius R1 aufweist und die Strömungskanäle der Teilspiralen sich ausgehend von einem Zungenradius R2 des Zwischenscheibengehäuse erstecken, wobei der Zungenradius um den Faktor 1 ,4 - 1 ,8 größer ist als der Axialöffnungsradius R1. 13. feedback geometry according to one of the preceding two claims, characterized in that the intermediate disc housing has an axial opening for receiving the compressor impeller of the first compressor stage with a Axialöffnungsradius R1 and the flow channels of the sub-spirals extending from a tongue radius R2 of the intermediate disc housing, the tongue radius to the Factor 1, 4 - 1, 8 is greater than the Axialöffnungsradius R1.
14. Rückführgeometrie nach dem vorigen Anspruch, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Teilspiralen an einem durch den Zungenradius R2 bestimmten Eintritt der Strömungskanäle mit einem Winkel a3 = 60° - 80° gegenüber einer Radialebene im Umfangsrichtung verlaufend nach radial außen erstrecken. 14. recirculation geometry according to the previous claim, characterized in that the partial spirals extend at a certain by the tongue radius R2 entry of the flow channels at an angle a3 = 60 ° - 80 ° relative to a radial plane in the circumferential direction extending radially outward.
15. Rückführgeometrie nach einem der vorigen beiden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein Verhältnis der Erstreckung (a1) der Strömungskanäle der Teilspiralen in Umfangsrichtung gegenüber angrenzenden Umfangsabschnitten (a2) ohne Strömungskanäle gebildet wird, dass gilt 0,2 < a1/(a1+a2) < 0,5. 15. recirculation geometry according to one of the preceding two claims, characterized in that a ratio of the extent (a1) of the flow channels of the sub-spirals in the circumferential direction opposite adjacent peripheral portions (a2) is formed without flow channels, that is 0.2 <a1 / (a1 + a2 ) <0.5.
16. Rückführgeometrie nach einem der vorigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest zwei der Strömungskanäle zur Strömungsverbindung der ersten und zweiten Verdichterstufe einen unterschiedlichen Gesamt-Strömungsquerschnitt aufweisen. 16. recirculation geometry according to one of the preceding claims, characterized in that at least two of the flow channels for the flow connection of the first and second compressor stage have a different total flow cross-section.
17. Turboverdichter in Radialbauweise mit einer Rückführgeometrie nach einem der vorigen Ansprüche. 17. Turbo compressor in radial design with a return geometry according to any one of the preceding claims.
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EP18729651.2A 2017-06-27 2018-06-05 Turbo-compressor with return flow channels Active EP3577347B1 (en)

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