JPH0979192A - Multistage centrifugal compressor and its inter-stage injection flow passage structure - Google Patents

Multistage centrifugal compressor and its inter-stage injection flow passage structure

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JPH0979192A
JPH0979192A JP7236992A JP23699295A JPH0979192A JP H0979192 A JPH0979192 A JP H0979192A JP 7236992 A JP7236992 A JP 7236992A JP 23699295 A JP23699295 A JP 23699295A JP H0979192 A JPH0979192 A JP H0979192A
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JP
Japan
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flow
centrifugal compressor
gas
angle
stage
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Application number
JP7236992A
Other languages
Japanese (ja)
Inventor
Hideo Nishida
秀夫 西田
Hiromi Kobayashi
博美 小林
Haruo Miura
治雄 三浦
Takashi Sakaeno
隆 栄野
Kazuki Takahashi
一樹 高橋
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Hitachi Ltd
Original Assignee
Hitachi Ltd
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Publication date
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Publication of JPH0979192A publication Critical patent/JPH0979192A/en
Pending legal-status Critical Current

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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D17/00Radial-flow pumps, e.g. centrifugal pumps; Helico-centrifugal pumps
    • F04D17/08Centrifugal pumps
    • F04D17/10Centrifugal pumps for compressing or evacuating
    • F04D17/12Multi-stage pumps
    • F04D17/122Multi-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
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/42Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/44Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/441Fluid-guiding means, e.g. diffusers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/444Bladed diffusers

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a multistage centrifugal compressor and its inter-stage injection passage structure by which a loss by mixing and collision of injection gas and pressure increased gas is reduced and which have high performance. SOLUTION: As a means to reduce a collision loss of an injection flow 18 and a main flow, plural plate-like nozzle guide blades 12 are installed in an annular nozzle 11 to inject gas from outside into main flow gas of a return passage to form a stage space of a multistage centrifugal compressor so as to become almost equal to an angle of a speed vector of a main flow in a merging part 13. Therefore, speed vectors of a branch flow and the main flow in the merging part are made to coincide with each other, and a mixing loss is reduced, and performance of the multistage centrifugal compressor is significantly improved.

Description

【発明の詳細な説明】Detailed Description of the Invention

【0001】[0001]

【発明の属する技術分野】本発明は冷凍プロセス等にお
いて昇圧用に使用される遠心圧縮機に関し、特に、段間
で注入が行われる高性能の多段遠心圧縮機とその段間注
入流路構造に関する。
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a centrifugal compressor used for pressurization in a refrigeration process or the like, and more particularly to a high performance multistage centrifugal compressor in which injection is performed between stages and an interstage injection flow channel structure thereof. .

【0002】[0002]

【従来の技術】一般に、複数の段により高圧まで順次昇
圧する多段遠心圧縮機では、各段は、羽根車とその下流
に配置されたディフューザ、及び、戻り流路等により構
成される。この戻り流路は、いわゆる、ベンド部と翼部
(チャネル部)により構成されており、さらに、これら
複数の段間で注入を行う場合には、従来、例えば、特公
平6−6957号公報、特開昭57−206800号公
報、あるいは、実公昭59−30240号公報により示
されるように、ベンド部の出口部や翼部(チャネル部)
の中間部でガスが注入される。このガス注入流路である
段間注入流路(ノズル)は、一般に、管状の吸込ノズ
ル、スクロール(コレクタ)及び環状ノズルにより構成
されている。
2. Description of the Related Art Generally, in a multi-stage centrifugal compressor that sequentially increases the pressure to a high pressure by a plurality of stages, each stage is composed of an impeller, a diffuser arranged downstream of the impeller, a return passage, and the like. This return flow path is composed of a so-called bend section and blade section (channel section). Further, when injection is performed between these plural stages, conventionally, for example, Japanese Patent Publication No. 6-6957, As disclosed in JP-A-57-206800 or JP-B-59-30240, the outlet portion of the bend portion and the blade portion (channel portion)
Gas is injected in the middle of the. The interstage injection flow path (nozzle) that is the gas injection flow path is generally composed of a tubular suction nozzle, a scroll (collector), and an annular nozzle.

【0003】また、特開平6−257590号公報によ
れば、段間混入に伴う損失の低減を可能にする多段遠心
圧縮機の段間吸込ノズル構造として、段間吸込ノズルの
流路に複数の案内羽根を円周方向に内設し、さらに、そ
れぞれの案内羽根と戻り通路(主流通路)内に設けられ
た静止羽根との間に所定長さの円環状の仕切り板を設け
たものが既に知られている。
Further, according to Japanese Patent Application Laid-Open No. 6-257590, an interstage suction nozzle structure of a multistage centrifugal compressor that enables reduction of loss due to interstage mixing is provided. It is already known that guide vanes are provided in the circumferential direction, and an annular partition plate of a predetermined length is provided between each guide vane and a stationary vane provided in the return passage (main flow passage). Are known.

【0004】[0004]

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記の
従来技術になる段間注入を行う多段遠心圧縮機では、一
般に、段間注入を行うための環状ノズルには案内羽根は
設けられておらず、そのため、注入部(合流部)におけ
る主流と支流(注入流)の速度の大きさや方向が異な
り、大きな衝突損失が発生し、圧縮機の性能が低下する
という問題があった。
However, in the above-mentioned conventional multistage centrifugal compressor for interstage injection, generally, the annular nozzle for interstage injection is not provided with guide vanes, Therefore, there is a problem that the main stream and the tributary stream (injection flow) in the injecting portion (merging portion) have different speed magnitudes and directions, a large collision loss occurs, and the performance of the compressor deteriorates.

【0005】また、上記実公昭59−30240号公報
に示されるような、吸込みノズル、コレクタ、及び、ガ
ス吸入口により構成される従来の注入流路において、吸
入口の面積を調整することにより、主流と支流(注入
流)の速度の大きさを合わせることは可能であるが、し
かしながら、やはり、主流と支流のガスの方向が異なる
ため、衝突損失が大きくなり圧縮機性能が低下するとい
う問題点があった。
Further, by adjusting the area of the suction port in the conventional injection flow path constituted by the suction nozzle, the collector and the gas suction port as shown in Japanese Utility Model Publication No. Sho 59-30240, Although it is possible to match the speeds of the main stream and the tributary (injection), however, the gas flow direction of the main stream is different from that of the tributary, so that the collision loss increases and the compressor performance decreases. was there.

【0006】さらに、特開平6−257590号公報に
より知られるガス注入流路構造においては、主流と支流
のガスの方向については積極的に一致させる対策はとら
れておらず、衝突損失が大きくなり圧縮機性能が低下す
るという問題点があった。
Further, in the gas injection flow channel structure known from Japanese Patent Laid-Open No. 6-257590, no measures are taken to positively match the directions of the mainstream gas and the tributary gases, and the collision loss increases. There is a problem that the compressor performance is reduced.

【0007】そこで、本発明の目的は、複数段により高
圧まで順次昇圧する多段遠心圧縮機において、段間注入
流路における主流と支流のガスの混合損失を減少させる
ことにより、高性能な多段遠心圧縮機とその段間注入流
路構造を提供することにある。
Therefore, an object of the present invention is to provide a high-performance multi-stage centrifugal compressor in a multi-stage centrifugal compressor in which the pressure is sequentially increased to a high pressure by a plurality of stages by reducing the mixing loss of the main stream gas and the tributary gas in the inter-stage injection passage. It is to provide a compressor and its interstage injection flow channel structure.

【0008】[0008]

【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
め、本発明によれば、回転する遠心羽根車の径方向外周
にディフューザを配置し、前記ディフューザの下流に設
けられた戻り流路を介して、前記遠心羽根車により昇圧
した気体を次段の遠心羽根車に導く多段遠心圧縮機であ
って、前記戻り流路を介して導かれる前記昇圧した気体
に段間で気体を注入する環状ノズルを備えたものにおい
て、前記環状ノズルには、前記段間で注入する気体の流
れと、前記戻り流路を介して導かれる前記昇圧した気体
の流れとの衝突損失を減少する手段を設けた多段遠心圧
縮機が提案されている。
In order to achieve the above object, according to the present invention, a diffuser is arranged on the radial outer periphery of a rotating centrifugal impeller, and a return flow passage provided downstream of the diffuser is provided. A multi-stage centrifugal compressor for guiding the gas pressurized by the centrifugal impeller to the centrifugal impeller of the next stage via an annular shape for injecting the gas between the stages to the pressurized gas guided through the return flow path. In the one provided with a nozzle, the annular nozzle is provided with a means for reducing a collision loss between a flow of gas injected between the stages and a flow of the pressurized gas guided through the return passage. Multistage centrifugal compressors have been proposed.

【0009】また、本発明によれば、やはり、上記の目
的を達成するため、回転する遠心羽根車の径方向外周に
ディフューザを配置し、前記ディフューザの下流に設け
られた戻り流路を介して、前記遠心羽根車により昇圧し
た気体を次段の遠心羽根車に導く多段遠心圧縮機におい
て、前記戻り流路を介して導かれる前記昇圧した気体に
段間で気体を注入するための段間注入流路構造であっ
て、前記戻り流路の一部に環状ノズルを備え、さらに、
前記環状ノズルには、前記段間で注入する気体の流れ
と、前記戻り流路を介して導かれる前記昇圧した気体の
流れとの衝突損失を減少する手段を設けた多段遠心圧縮
機の段間注入流路構造が提案されている。
Further, according to the present invention, also in order to achieve the above-mentioned object, a diffuser is arranged on the outer circumference of the rotating centrifugal impeller in the radial direction, and a return passage is provided downstream of the diffuser. In a multi-stage centrifugal compressor that guides the gas pressurized by the centrifugal impeller to the centrifugal impeller of the next stage, interstage injection for injecting gas between the stages into the pressurized gas guided through the return flow path. A flow channel structure, comprising an annular nozzle in a part of the return flow channel,
Between the stages of the multi-stage centrifugal compressor, the annular nozzle is provided with means for reducing a collision loss between the flow of the gas injected between the stages and the flow of the pressurized gas introduced through the return passage. Injection flow channel structures have been proposed.

【0010】すなわち、上記の本発明になる多段遠心圧
縮機及びその段間注入流路構造によれば、多段遠心圧縮
機を構成する戻り流路の一部に設けられ、前記戻り流路
を介して導かれる昇圧された気体の流れに、環状ノズル
により構成される注入流路により気体を注入する構造に
おいて、前記環状ノズルには、案内羽根などから構成さ
れ、段間で注入する気体の流れと戻り流路を介して導か
れる昇圧気体の流れとの衝突損失を減少するための手段
を設けたことにより、これら戻り流路を介して導かれる
昇圧気体流と段間注入気体流との合流部におけるそれぞ
れの速度ベクトルを互いに一致させることが可能とな
り、これにより、混合損失(衝突損失)を大幅に減少
し、もって、高性能な多段遠心圧縮機を実現可能とす
る。
That is, according to the multistage centrifugal compressor and the interstage injection flow channel structure thereof according to the present invention described above, the multistage centrifugal compressor is provided in a part of the return flow channel which constitutes the multistage centrifugal compressor, and the return flow channel is used. In the structure of injecting the gas into the flow of the pressurized gas guided by the injecting flow path formed by the annular nozzle, the annular nozzle includes guide vanes and the like, and the flow of the gas injected between the stages is By providing means for reducing the collision loss with the flow of the boosted gas guided through the return flow path, the confluence portion of the boosted gas flow and the interstage injected gas flow guided through these return flow paths. It becomes possible to make the respective speed vectors in the two mutually coincident with each other, thereby significantly reducing the mixing loss (collision loss), and thereby realizing a high-performance multistage centrifugal compressor.

【0011】[0011]

【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て、図面を参照しながら詳細に説明する。まず、添付の
図2には、本発明の段間注入流路構造を採用した多段遠
心圧縮機の第1の実施の形態の内部構造を示す縦断面が
示されている。この図において、回転軸1には回転スリ
ーブ3と遠心羽根車4、4aが固定され、その回転によ
り、吸込部2から吸い込まれたガスは高速回転する羽根
車4によって圧縮される。この遠心羽根車4の半径方向
外方には、ディフュ−ザ5が配置され、ディフュ−ザの
下流には「U」字形状に湾曲したベンド部6が配置さ
れ、さらには、円形翼列状の案内羽根14を設けたチャ
ネル部7より構成される戻り流路15が配置されてい
る。そして、この戻り流路15の下流には、次段の羽根
車4aが設けられている。
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. First, FIG. 2 attached herewith shows a longitudinal section showing an internal structure of a first embodiment of a multistage centrifugal compressor adopting an interstage injection flow channel structure of the present invention. In this figure, a rotary sleeve 3 and centrifugal impellers 4 and 4a are fixed to a rotary shaft 1, and the gas sucked from a suction part 2 is compressed by the impeller 4 rotating at a high speed by its rotation. A diffuser 5 is arranged radially outward of the centrifugal impeller 4, a bend portion 6 curved in a “U” shape is arranged downstream of the diffuser, and further, a circular blade row shape. The return flow path 15 is formed by the channel portion 7 provided with the guide vanes 14 of FIG. Then, the impeller 4 a of the next stage is provided downstream of the return flow path 15.

【0012】そして、上記ベンド部6とチャネル部7と
の接続部には、複数の羽根車による多段圧縮の段間にお
いて、上記の戻り流路15にガスを注入するための環状
ノズル11が設けられており、図において一点鎖線で示
される断面線A−Aからの断面が、図1に示されている
(但し、その中央部分は図示を省略しているい)。この
図1からも明らかなように、注入流路の圧縮機への注入
口部は、段間注入されるガスが注入される注入ノズル1
6、周方向に沿ってその断面積が変化する(徐々に減少
する)スクロール10、及び、環状ノズル11により構
成されている。なお、この注入流路の圧縮機への注入
口、即ち環状ノズルの出口は、上記ベンド部6の出口、
つまり、チャネル部7の入口上流に設けられている。そ
して、この環状ノズル11には、平板状の複数の案内羽
根12、12…が円形翼列状に設けられており、これら
案内羽根12、12…の出口羽根角βa(接線方向から
測った角度)は、上記ベンド部6からのガスの主流と注
入ガスである支流との合流部(図中の円13、環状ノズ
ル出口)における主流の流れ角αaにほぼ等しい角度に
設定されている。また、この環状ノズル11の流路幅
は、環状ノズル出口における支流の半径方向速度が、上
記合流部13での主流の半径方向速度に等しくなるよう
選ばれている。さらに、上記の平板状の案内羽根12
は、その端縁部の表面を湾曲し、断面円形状に形成して
いる。
At the connecting portion between the bend portion 6 and the channel portion 7, an annular nozzle 11 for injecting gas into the return flow passage 15 is provided between stages of multistage compression by a plurality of impellers. The cross section from the cross section line AA indicated by the alternate long and short dash line in the figure is shown in FIG. 1 (however, the central portion thereof is not shown). As is clear from FIG. 1, the injection port of the injection channel to the compressor has an injection nozzle 1 through which the interstage injected gas is injected.
6, a scroll 10 whose cross-sectional area changes (gradually decreases) along the circumferential direction, and an annular nozzle 11. The inlet of the injection channel to the compressor, that is, the outlet of the annular nozzle is the outlet of the bend section 6,
That is, it is provided upstream of the inlet of the channel section 7. The annular nozzle 11 is provided with a plurality of flat plate-shaped guide blades 12, 12 ... In the form of a circular blade row, and the outlet blade angle βa (angle measured from the tangential direction) of these guide blades 12, 12 ... ) Is set to an angle substantially equal to the flow angle αa of the main flow at the confluence of the main flow of gas from the bend section 6 and the tributary that is the injected gas (circle 13 in the figure, outlet of the annular nozzle). The flow width of the annular nozzle 11 is selected so that the radial velocity of the tributary at the outlet of the annular nozzle is equal to the radial velocity of the main flow at the confluence 13. Furthermore, the flat plate-shaped guide vanes 12 described above are used.
Has a curved surface at the end portion thereof and has a circular cross section.

【0013】次に、上記にその詳細な構造を説明した多
段遠心圧縮機を運転すると、吸込部2から吸い込まれた
ガスは、回転軸1により高速回転する羽根車4によって
圧縮され、すなわち、主流17は羽根車4により昇圧さ
れ、ディフュ−ザ5で減速された後、ベンド部6を通っ
てその出口に至る。一方、図1の注入ノズル16から注
入されるガスである注入流(支流)18は、スクロール
10に入り、環状ノズル11で加速されて注入口(すな
わち、ノズル出口)に至る。これらの主流17と支流1
8は、ベンド6の出口である合流部13で合流した後、
チャネル部7に流入し、さらに、次段の羽根車4aに吸
い込まれる。一般的に、従来の環状ノズル部11の構造
では、主流17と支流18とは、その速度ベクトルが異
なるので、これらの合流部13では、支流18と主流1
7の速度ベクトルを一致させることは困難であり、これ
が大きな混合損失(衝突損失)が発生する原因となって
いた。
Next, when the multistage centrifugal compressor whose detailed structure has been described above is operated, the gas sucked from the suction portion 2 is compressed by the impeller 4 rotating at a high speed by the rotating shaft 1, that is, the main flow. The impeller 17 is pressurized by the impeller 4 and decelerated by the diffuser 5, and then passes through the bend portion 6 to reach its exit. On the other hand, an injection flow (tributary flow) 18, which is a gas injected from the injection nozzle 16 of FIG. 1, enters the scroll 10 and is accelerated by the annular nozzle 11 to reach the injection port (that is, the nozzle outlet). These mainstream 17 and tributaries 1
8 merges at the merging section 13 which is the exit of the bend 6,
It flows into the channel portion 7 and is further sucked into the impeller 4a of the next stage. Generally, in the structure of the conventional annular nozzle portion 11, the mainstream 17 and the tributary 18 have different velocity vectors, and therefore, in the joining portion 13, the tributary 18 and the mainstream 1 are formed.
It is difficult to match the velocity vectors of 7 with each other, which causes a large mixing loss (collision loss).

【0014】ところで、本実施の形態では、上述のよう
に、環状ノズル11には、その出口羽根角βaが、上記
合流部13における主流の流れ角αaにほぼ等しい案内
羽根12、12…が設けられているので、これら案内羽
根12、12…により支流は導かれ、合流部13におい
て、上記支流18の流れ角は主流17の流れ角とほぼ一
致する。また、環状ノズル11の流路幅は、ノズル出口
における支流18の半径方向速度が合流部13での主流
17の半径方向速度に等しくなるよう選ばれているの
で、支流17の速度ベクトル22と主流18の速度ベク
トル21はほぼ一致し、これにより、支流17と主流1
8との衝突損失は大幅に減少し、その結果、圧縮機性能
も大幅に向上することが可能になる。
By the way, in the present embodiment, as described above, the annular nozzle 11 is provided with the guide vanes 12, 12, ... whose outlet vane angle βa is substantially equal to the mainstream flow angle αa in the merging portion 13. Therefore, the tributary is guided by these guide vanes 12, 12, ..., At the merging portion 13, the flow angle of the tributary 18 substantially matches the flow angle of the main flow 17. The flow width of the annular nozzle 11 is selected so that the radial velocity of the tributary 18 at the nozzle outlet is equal to the radial velocity of the main flow 17 at the confluence 13, so that the velocity vector 22 of the tributary 17 and the main flow The velocity vectors 21 of 18 almost coincide with each other, whereby the tributary 17 and the mainstream 1
The collision loss with 8 is significantly reduced, and as a result, the compressor performance can be significantly improved.

【0015】図3は、本発明になる多段遠心圧縮機の第
2の実施の形態を、上記図1と同様、その環状ノズルの
断面構造により示している。この第2の実施の形態で
は、注入ガスの注入流路は、やはり、注入ノズル16、
コレクタ19、及び、環状ノズル11で構成されるが、
上記図1の実施の形態とは異なり、コレクタ19は、周
方向に沿ってその断面面積が一定となっている。なお、
圧縮機への注入口は、ベンド部6の出口、つまりチャネ
ル部7の入口上流に設けられており、環状ノズル11に
は複数の平板状の案内羽根12、12…が円形翼列状に
設けられており、これら案内羽根12の出口羽根角βa
は、合流部13における主流の流れ角αaにほぼ等しく
設定されていることは、上記図1の実施の形態と同様で
ある。
FIG. 3 shows a second embodiment of the multi-stage centrifugal compressor according to the present invention by the sectional structure of its annular nozzle, as in FIG. In this second embodiment, the injection flow path for the injection gas is also the injection nozzle 16,
It consists of a collector 19 and an annular nozzle 11,
Unlike the embodiment shown in FIG. 1, the collector 19 has a constant cross-sectional area in the circumferential direction. In addition,
The inlet to the compressor is provided at the outlet of the bend portion 6, that is, upstream of the inlet of the channel portion 7, and the annular nozzle 11 is provided with a plurality of flat plate-shaped guide blades 12, 12 ... And the outlet blade angle βa of these guide blades 12
Is set to be substantially equal to the flow angle αa of the main flow in the merging portion 13, as in the embodiment of FIG.

【0016】そして、この第2の実施の形態でも、環状
ノズル11には、出口羽根角βaが合流部13における
主流の流れ角αaにほぼ等しい複数の案内羽根12、1
2…が設けられているので、これら案内羽根12、12
…の働きにより支流18が導かれ、そのため、合流部1
3における支流18の流れ角は、主流17の流れ角とほ
ぼ一致することとなる。なお、この実施の形態のよう
に、注入流路に断面面積が周方向に沿って一定であるコ
レクタ19を用いた場合、周方向に流量が減少すること
から、合流部13付近における支流18の速度ベクトル
22は周方向の位置に応じて変化するので、速度ベクト
ルを主流17と全周で一致させることは困難である。
(図に示す速度ベクトル22は、合流部13の頂部から
反時計回りにその大きさが次第に減少している。)しか
しながら、少なくとも、その流れ方向は一致するので、
従来より衝突損失は大幅に減少することとなり、その結
果、圧縮機性能も大幅に向上することとなる。
Also in this second embodiment, the annular nozzle 11 has a plurality of guide vanes 12, 1 whose outlet vane angle βa is substantially equal to the mainstream flow angle αa at the confluence 13.
2 are provided, these guide blades 12, 12
The tributary 18 is guided by the action of ...
The flow angle of the tributary stream 18 in 3 is almost the same as the flow angle of the main stream 17. When a collector 19 having a constant cross-sectional area along the circumferential direction is used in the injection flow channel as in this embodiment, the flow rate decreases in the circumferential direction, so that the tributary stream 18 in the vicinity of the merging portion 13 is formed. Since the velocity vector 22 changes according to the position in the circumferential direction, it is difficult to match the velocity vector with the mainstream 17 over the entire circumference.
(The velocity vector 22 shown in the figure gradually decreases in size counterclockwise from the top of the confluence portion 13.) However, at least the flow directions thereof match,
Collision loss will be greatly reduced compared to the past, and as a result, compressor performance will also be significantly improved.

【0017】図4は、本発明になる多段遠心圧縮機の第
3の実施の形態を、上記図1と同様、その特徴点である
環状ノズルの断面構造により示している。この第3の実
施の形態では、注入流路の環状ノズル11に設けられた
複数の案内羽根20、20…は、上記の平板状の案内羽
根12とは異なり、その前縁から後縁に向かって羽根厚
さが小さくなる翼形状の案内羽根20が設けられてい
る。なお、上記の複数の案内羽根20、20…の出口羽
根角βaは、合流部13における主流の流れ角αaにほぼ
等しく、また、環状ノズル11の流路幅は、ノズル出口
における支流の半径方向速度が合流部主流の半径方向速
度に等しくなるよう選ばれている点は上記の実施の形態
と同様である。
FIG. 4 shows a third embodiment of the multi-stage centrifugal compressor according to the present invention, similarly to FIG. 1, by the sectional structure of the annular nozzle which is the characteristic point thereof. In the third embodiment, the plurality of guide blades 20, 20 ... Provided in the annular nozzle 11 of the injection flow passage are different from the above-mentioned flat plate-shaped guide blade 12 and extend from the front edge to the rear edge. A blade-shaped guide blade 20 having a reduced blade thickness is provided. The outlet vane angle βa of the plurality of guide vanes 20, 20 ... Is approximately equal to the flow angle αa of the main flow in the confluence portion 13, and the flow width of the annular nozzle 11 is the radial direction of the tributary flow at the nozzle outlet. Similar to the above embodiment, the velocity is selected to be equal to the radial velocity of the mainstream of the confluence.

【0018】かかる構成の多段遠心圧縮機でも、上記の
実施の形態と同様に、環状ノズル11には、その出口羽
根角βaが合流部13における主流の流れ角αaにほぼ等
しい角度で案内羽根20が設けられているので、これら
案内羽根20、20…により支流18が導かれ、合流部
13において支流18の流れ角は主流17の流れ角とほ
ぼ一致する。また、環状ノズル11の流路幅は、ノズル
出口における支流18の半径方向速度が合流部13での
主流17の半径方向速度に等しくなるよう選ばれている
ので、支流18と主流17の速度ベクトルはほぼ一致
し、衝突損失は大幅に減少することは上記と同様であ
る。
Also in the multi-stage centrifugal compressor having such a structure, as in the above embodiment, the guide vane 20 has an outlet vane angle βa in the annular nozzle 11 at an angle substantially equal to the mainstream flow angle αa in the confluence 13. Are provided, the tributary stream 18 is guided by these guide vanes 20, 20 ... And the flow angle of the tributary stream 18 at the confluence 13 is substantially equal to the flow angle of the main stream 17. The flow width of the annular nozzle 11 is selected so that the radial velocity of the tributary 18 at the nozzle outlet is equal to the radial velocity of the main flow 17 at the confluence 13, so that the velocity vectors of the tributary 18 and the main flow 17 are calculated. Are similar to each other, and the collision loss is greatly reduced, as described above.

【0019】さらに、この第3の実施の形態では、以下
のような効果をも発揮する。すなわち、上記図1の実施
の形態の構造においては、上記板状の案内羽根12の前
縁半径は小さいので、スクロール10から流入するガス
の流れの角度と案内羽根12の入口羽根角度が異なる場
合、このガスの流れは案内羽根12の前縁から剥離し、
損失が増加することになる。これに対し、この第3の実
施の形態では、案内羽根20の前縁半径ρは図1の案内
羽根12の前縁半径より大きいので、スクロール10か
ら流入するガスの流れ角度と案内羽根20の入口羽根角
度が異なっていても、ガスの流れはその前縁から剥離し
難く、従って、上記第1の実施の形態よりも注入流路の
損失は小さくなる。その結果、この実施の形態による多
段圧縮機の性能は、上記図1の場合よりもさらに向上す
ることとなる。
Furthermore, the third embodiment also exhibits the following effects. That is, in the structure of the embodiment of FIG. 1, since the leading edge radius of the plate-shaped guide blade 12 is small, when the angle of the flow of gas flowing from the scroll 10 and the inlet blade angle of the guide blade 12 are different from each other. , This gas flow is separated from the front edge of the guide vane 12,
The loss will increase. On the other hand, in the third embodiment, the leading edge radius ρ of the guide blade 20 is larger than the leading edge radius of the guide blade 12 in FIG. Even if the inlet blade angles are different, the gas flow is less likely to separate from its leading edge, and therefore the loss in the injection flow path is smaller than in the first embodiment. As a result, the performance of the multi-stage compressor according to this embodiment is further improved as compared with the case of FIG.

【0020】図5は、本発明になる多段遠心圧縮機の第
4の実施の形態を、その特徴点である環状ノズル11部
分を中心にして示している。この多段遠心圧縮機では、
上記図2に示した第1の実施の形態と同様に、環状ノズ
ル11には平板状の案内羽根12が円形翼列状に設けら
れ、また、図示しないが、この案内羽根12の出口羽根
角βaは、合流部13における主流の流れ角αaにほぼ等
しく設定される。しかしながら、図からも明らかなよう
に、環状ノズル11の流路幅Wは、下流に向かって徐々
に小さくなっている。なお、環状ノズル11の出口流路
幅は、ノズル出口における支流の半径方向速度が合流部
13における主流17の半径方向速度に等しくなるよう
選ばれ、また、その入口流路幅は、案内羽根12の入口
における流れ角が、羽根角に一致するように選ばれてお
り、こうしてこの第4の実施の形態は、特に、スクロー
ル10の断面積が比較的大きい場合に好適な環状ノズル
11の形状となっている。
FIG. 5 shows a fourth embodiment of the multistage centrifugal compressor according to the present invention, centering on the annular nozzle 11 portion which is the characteristic point. In this multi-stage centrifugal compressor,
Similar to the first embodiment shown in FIG. 2, the annular nozzle 11 is provided with the flat guide blades 12 in a circular blade row, and although not shown, the outlet blade angle of the guide blades 12 is not shown. βa is set to be substantially equal to the flow angle αa of the main flow at the confluence 13. However, as is clear from the figure, the flow passage width W of the annular nozzle 11 gradually decreases toward the downstream side. The outlet channel width of the annular nozzle 11 is selected so that the radial velocity of the tributary at the nozzle outlet is equal to the radial velocity of the main stream 17 at the confluence 13, and the inlet channel width is determined by the guide vane 12 The flow angle at the inlet of the is selected to match the vane angle, and thus this fourth embodiment provides a shape of the annular nozzle 11 which is suitable especially when the cross-sectional area of the scroll 10 is relatively large. Has become.

【0021】また、この第4の実施の形態でも、合流部
13における支流17と主流18の速度ベクトルはほぼ
一致するので、衝突損失は大幅に減少する。さらに、案
内羽根12の入口部の流れ角が羽根角度と一致するの
で、案内羽根12の前縁での流れの剥離を防止し環状ノ
ズル11の損失が低減し、その結果、圧縮機性能は、上
述の図1及び図2に示したものよりも、さらに、向上す
ることになる。
Also in the fourth embodiment, since the velocity vectors of the tributary stream 17 and the main stream 18 at the merging portion 13 are almost the same, the collision loss is greatly reduced. Furthermore, since the flow angle at the inlet of the guide vane 12 matches the vane angle, flow separation at the leading edge of the guide vane 12 is prevented and the loss of the annular nozzle 11 is reduced, and as a result, the compressor performance is This is an improvement over that shown in FIGS. 1 and 2 above.

【0022】図6は、本発明になる多段遠心圧縮機の第
5の実施の形態を、その特徴点である環状ノズル11部
分を中心にして示している。この多段遠心圧縮機でも、
環状ノズル11には平板状の案内羽根12が円形翼列状
に設けられており、案内羽根12の出口羽根角βaは、
合流部13における主流17の流れ角αaにほぼ等しく
設定されている。但しこの第5の実施の形態になる多段
遠心圧縮機では、図からも明らかなように、環状ノズル
11の流路幅Wは、下流に向かって徐々に大きくなって
いる。また、環状ノズル11の出口流路幅は、ノズル出
口における支流の半径方向速度が合流部主流の半径方向
速度に等しくなるよう選ばれ、他方、その入口流路幅
は、案内羽根12の入口における流れ角が、羽根角に一
致するように選ばれており、本実施の形態は、特にスク
ロール10の断面積が比較的小さい場合に好適な形状で
ある。
FIG. 6 shows a fifth embodiment of the multi-stage centrifugal compressor according to the present invention, focusing on the characteristic feature of the annular nozzle 11 portion. Even with this multi-stage centrifugal compressor,
The annular nozzle 11 is provided with flat guide blades 12 in a circular blade row, and the outlet blade angle βa of the guide blades 12 is
The flow angle αa of the main flow 17 in the merging portion 13 is set to be substantially equal. However, in the multistage centrifugal compressor according to the fifth embodiment, as is clear from the figure, the flow passage width W of the annular nozzle 11 gradually increases toward the downstream side. Also, the outlet channel width of the annular nozzle 11 is chosen so that the radial velocity of the tributary at the nozzle outlet is equal to the radial velocity of the confluent mainstream, while its inlet channel width is at the inlet of the guide vane 12. The flow angle is selected so as to match the blade angle, and the present embodiment has a shape suitable especially when the cross-sectional area of the scroll 10 is relatively small.

【0023】なお、この第5の実施の形態でも、合流部
13における支流17と主流18の速度ベクトルはほぼ
一致するので、衝突損失は大幅に減少することが可能で
あり、さらに、案内羽根12の入口部の流れ角が羽根角
度と一致するので、案内羽根12の前縁での流れの剥離
を防止し、環状ノズル11の損失が低減することとな
る。その結果、圧縮機性能は、上記の実施の形態と同様
に、図1及び図2に示した第1の実施の形態よりも、さ
らに、向上することになる。
In the fifth embodiment as well, the velocity vectors of the tributary stream 17 and the main stream 18 at the merging portion 13 substantially coincide with each other, so that the collision loss can be greatly reduced, and further, the guide vane 12 can be reduced. Since the flow angle at the inlet of the guide vane coincides with the vane angle, separation of the flow at the leading edge of the guide vane 12 is prevented, and the loss of the annular nozzle 11 is reduced. As a result, the compressor performance is further improved as compared with the first embodiment shown in FIGS. 1 and 2 as in the above embodiment.

【0024】図7は、本発明の形態になる多段遠心圧縮
機の第6の実施の形態を、その特徴点である環状ノズル
11部分を中心に示している。この第6の実施の形態に
なる多段遠心圧縮機でも、その注入流路は、上記と同様
に、注入ノズル16、スクロール10、及び、案内羽根
12を円形翼列状に設けた環状ノズル11で構成される
が、しかしながら、この実施の形態では、この注入流路
の圧縮機への注入口は、戻り流路15の案内羽根14の
途中(前縁より下流側)に設けられている。なお、案内
羽根12の出口羽根角βa(接線方向から測った角度)
は、戻り流路15の案内羽根14の合流部23の羽根角
度にほぼ等しく、また、環状ノズル11の流路幅は、ノ
ズル出口における支流18の半径方向速度が、上記合流
部23での主流17の半径方向速度に等しくなるよう選
ばれていることは上記と同様である。
FIG. 7 shows a sixth embodiment of a multistage centrifugal compressor according to the present invention, focusing on the annular nozzle 11 portion which is the characteristic point. Also in the multi-stage centrifugal compressor according to the sixth embodiment, the injection flow path is the injection nozzle 16, the scroll 10, and the annular nozzle 11 in which the guide vanes 12 are provided in a circular blade row, as in the above. However, in this embodiment, the inlet of the injection channel to the compressor is provided in the return channel 15 in the middle of the guide vane 14 (downstream from the front edge). The outlet blade angle βa of the guide blade 12 (angle measured from the tangential direction)
Is almost equal to the blade angle of the confluence portion 23 of the guide vanes 14 of the return flow passage 15, and the flow passage width of the annular nozzle 11 is such that the radial velocity of the tributary 18 at the nozzle outlet is the main flow at the confluence portion 23. As before, it is chosen to be equal to the radial velocity of 17.

【0025】上記の構成になる第6の実施の形態では、
環状ノズル11には、出口羽根角βaが合流部23にお
ける戻り流路15の案内羽根14の羽根角度にほぼ等し
い角度で、上記案内羽根12が設けられているので、こ
の案内羽根12により支流18は導かれ、合流部23に
おいて支流18は案内羽根14にスムーズに流入する。
また、環状ノズル11の流路幅は、ノズル出口における
支流18の半径方向速度が合流部23での主流17の半
径方向速度に等しくなるよう選ばれているので、支流1
7と主流18の速度ベクトルはほぼ一致し、衝突損失は
大幅に減少する。その結果、圧縮機性能も大幅に向上す
ることとなる。さらに、この第6の実施の形態では、上
記図1の実施の形態の場合よりも、圧縮機の外径をより
小さくできるというメリットもある。
In the sixth embodiment having the above structure,
Since the annular vane 11 is provided with the guide vanes 12 at an outlet vane angle βa substantially equal to the vane angle of the guide vanes 14 of the return flow passage 15 in the confluence portion 23, the guide vanes 12 cause the tributary stream 18 to flow. Are guided, and the tributaries 18 smoothly flow into the guide vanes 14 at the confluence 23.
Further, the flow width of the annular nozzle 11 is selected so that the radial velocity of the tributary 18 at the nozzle outlet is equal to the radial velocity of the main flow 17 at the confluence 23, so that the tributary 1
The velocity vectors of 7 and the mainstream 18 substantially match, and the collision loss is greatly reduced. As a result, the compressor performance is also significantly improved. Further, the sixth embodiment has an advantage that the outer diameter of the compressor can be made smaller than that of the embodiment of FIG.

【0026】最後に、図8は、本発明になる多段遠心圧
縮機の第7の実施の形態を示したものであり、上記の実
施の形態と同様、環状ノズル11には平板状の案内羽根
24が円形翼列状に設けられており、さらに、この案内
羽根24の取付角は、例えば図中に符号25で示す調整
用軸部材により、調整可能な構造になっている。
Finally, FIG. 8 shows a seventh embodiment of the multi-stage centrifugal compressor according to the present invention, and like the above embodiment, the annular nozzle 11 has a flat guide vane. 24 are provided in the shape of a circular blade, and the mounting angle of the guide vane 24 is adjustable by, for example, an adjusting shaft member indicated by reference numeral 25 in the drawing.

【0027】すなわち、かかる案内羽根24の取付角が
調整可能な構造によれば、以下のような効果を得ること
が可能になる。すなわち、例えば図1や図2に示した実
施の形態の様に、固定した案内羽根12を備えた環状ノ
ズル11を使用すると、設計流量点以外では、合流部1
3における主流17と支流18の速度ベクトルは一致し
なくなり、衝突損失が増加する傾向がある。これに対
し、本実施の形態に示すように、環状ノズル11に設け
た案内羽根24の取付角、つまり、出口羽根角βaを流
量により変えることが可能になるので、設計流量点以外
の流量においても合流部13における支流18と主流1
7の速度ベクトルを一致させることが可能となり、これ
により、衝突損失をさらに低減することができ、その結
果、圧縮機性能をより広い流量範囲で従来よりも向上す
ることが可能となる。
That is, according to the structure in which the mounting angle of the guide blade 24 can be adjusted, the following effects can be obtained. That is, when the annular nozzle 11 having the fixed guide vanes 12 is used as in the embodiment shown in FIGS. 1 and 2, for example, the confluence portion 1 is used except at the design flow point.
The velocity vectors of the main flow 17 and the tributary 18 in No. 3 do not match, and the collision loss tends to increase. On the other hand, as shown in the present embodiment, the mounting angle of the guide blade 24 provided in the annular nozzle 11, that is, the outlet blade angle βa can be changed by the flow rate, so that at a flow rate other than the design flow rate point. The tributary 18 and the main stream 1 at the confluence 13
7 can be made to coincide with each other, thereby making it possible to further reduce the collision loss, and as a result, it is possible to improve the compressor performance in a wider flow range as compared with the conventional case.

【0028】[0028]

【発明の効果】以上の詳細な説明からも明らかなよう
に、本発明の多段遠心圧縮機とその段間注入流路構造に
よれば、多段遠心圧縮機における戻り流路の一部に設け
られ、前記戻り流路を介して導かれる昇圧された気体の
流れに注入流路からの気体を注入する環状ノズルに、案
内羽根などから構成され、段間で注入する気体の流れと
戻り流路を介して導かれる昇圧気体の流れとの衝突損失
を減少するための手段を設けたことにより、これら戻り
流路を介して導かれる昇圧気体流と段間注入気体流との
合流部におけるそれぞれの速度ベクトルを互いに一致さ
せることが可能となり、これにより、混合損失(衝突損
失)を大幅に減少し、もって、段間で注入を行う従来よ
り大幅に性能を向上した多段遠心圧縮機を実現可能とす
ることが可能になるという、極めて優れた効果を発揮す
る。
As is apparent from the above detailed description, according to the multistage centrifugal compressor of the present invention and the interstage injection flow passage structure thereof, it is provided in a part of the return flow passage in the multistage centrifugal compressor. The annular nozzle for injecting the gas from the injection flow path into the pressurized gas flow guided through the return flow path is composed of guide vanes and the like, and the flow of the gas injected between the stages and the return flow path are By providing means for reducing the collision loss with the flow of the boosted gas guided via these, the respective velocities at the confluence of the boosted gas flow and the interstage injected gas flow guided through these return flow paths. It becomes possible to match the vectors with each other, which significantly reduces the mixing loss (collision loss), and thus it is possible to realize a multi-stage centrifugal compressor with significantly improved performance compared to the conventional injection with interstage injection. It will be possible Say, to exert an extremely excellent effect.

【図面の簡単な説明】[Brief description of drawings]

【図1】本発明の段間注入流路構造を採用した多段遠心
圧縮機の第1の実施の形態の内部構造を示す図2におけ
るA−A断面図である。
FIG. 1 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 2 showing an internal structure of a first embodiment of a multistage centrifugal compressor that employs an interstage injection flow channel structure of the present invention.

【図2】上記図1に示す多段遠心圧縮機の第1の実施の
形態の内部構造を示す縦断面図である。
FIG. 2 is a vertical sectional view showing the internal structure of the first embodiment of the multi-stage centrifugal compressor shown in FIG.

【図3】本発明になる多段遠心圧縮機の第2の実施の形
態の内部構造を示す断面図である。
FIG. 3 is a sectional view showing an internal structure of a second embodiment of a multi-stage centrifugal compressor according to the present invention.

【図4】本発明になる多段遠心圧縮機の第3の実施の形
態内部構造を示す一部拡大断面図である。
FIG. 4 is a partially enlarged sectional view showing the internal structure of a third embodiment of a multi-stage centrifugal compressor according to the present invention.

【図5】本発明になる多段遠心圧縮機の第4の実施の形
態の内部構造を示す一部拡大縦断面図である。
FIG. 5 is a partially enlarged vertical sectional view showing the internal structure of a fourth embodiment of the multi-stage centrifugal compressor according to the present invention.

【図6】本発明になる多段遠心圧縮機の第5の実施の形
態の内部構造を示す一部拡大縦断面図である。
FIG. 6 is a partially enlarged vertical sectional view showing the internal structure of a fifth embodiment of a multi-stage centrifugal compressor according to the present invention.

【図7】本発明になる多段遠心圧縮機の第6の実施の形
態の内部構造を示す一部拡大縦断面図である。
FIG. 7 is a partially enlarged vertical sectional view showing the internal structure of a sixth embodiment of the multi-stage centrifugal compressor according to the present invention.

【図8】本発明になる多段遠心圧縮機の第7の実施の形
態の内部構造を示す一部拡大縦断面図である。
FIG. 8 is a partially enlarged vertical sectional view showing the internal structure of a seventh embodiment of the multi-stage centrifugal compressor according to the present invention.

【符号の説明】[Explanation of symbols]

1 回転軸 2 吸込部 3 回転スリーブ 4 遠心羽根車 4a 次段羽根車 5 ディフュ−ザ 6 ベンド部 7 チャネル部 8 ケーシング 9 ダイアフラム 10 スクロール 11 環状ノズル 12 ノズル案内羽根 13 合流部 14 案内羽根 15 戻り流路 16 注入ノズル 17 主流 18 注入流(支流) 19 コレクタ 20 ノズル案内羽根 21 合流部主流速度ベクトル 22 合流部支流速度ベクトル 23 案内羽根合流部 24 ノズル案内羽根 25 調整用軸部材 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 rotary shaft 2 suction part 3 rotary sleeve 4 centrifugal impeller 4a next stage impeller 5 diffuser 6 bend part 7 channel part 8 casing 9 diaphragm 10 scroll 11 annular nozzle 12 nozzle guide vane 13 confluence part 14 guide vane 15 return flow Channel 16 Injection nozzle 17 Main flow 18 Injection flow (tributary) 19 Collector 20 Nozzle guide blade 21 Merging part main flow velocity vector 22 Merging part tributary velocity vector 23 Guide vane Merging part 24 Nozzle guide vane 25 Adjustment shaft member

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 栄野 隆 茨城県土浦市神立町603番地 株式会社日 立製作所土浦工場内 (72)発明者 高橋 一樹 茨城県土浦市神立町603番地 株式会社日 立製作所土浦工場内 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Takashi Eno Takahisa, Tateura-shi, Ibaraki Prefecture, 603 Kuchitate Factory, Tsuchiura Plant, Ltd. Tsuchiura factory

Claims (14)

【特許請求の範囲】[Claims] 【請求項1】 回転する遠心羽根車の径方向外周にディ
フューザを配置し、前記ディフューザの下流に設けられ
た戻り流路を介して、前記遠心羽根車により昇圧した気
体を次段の遠心羽根車に導く多段遠心圧縮機であって、
前記戻り流路を介して導かれる前記昇圧した気体に段間
で気体を注入する環状ノズルを備えたものにおいて、前
記環状ノズルには、前記段間で注入する気体の流れと、
前記戻り流路を介して導かれる前記昇圧した気体の流れ
との衝突損失を減少する手段を設けたことを特徴とする
多段遠心圧縮機。
1. A diffuser is arranged on the outer circumference in the radial direction of a rotating centrifugal impeller, and a gas boosted by the centrifugal impeller is passed through a return flow passage provided downstream of the diffuser to the centrifugal impeller of the next stage. A multi-stage centrifugal compressor leading to
In the one provided with an annular nozzle for injecting a gas between the stages to the pressurized gas guided through the return flow path, the annular nozzle has a flow of gas to be injected between the stages,
A multistage centrifugal compressor comprising means for reducing collision loss with the pressurized gas flow guided through the return flow path.
【請求項2】 前記請求項1に記載の多段遠心圧縮機に
おいて、前記衝突損失減少手段は、前記段間で注入する
気体の流れ角を、前記戻り流路を介して導かれる前記昇
圧した気体の流れとの合流部における前記昇圧気体の流
れ角に等しくなるようにするための案内手段から構成さ
れることを特徴とする多段遠心圧縮機。
2. The multi-stage centrifugal compressor according to claim 1, wherein the collision loss reduction means increases the flow angle of the gas injected between the stages by the pressure-increased gas introduced through the return passage. A multi-stage centrifugal compressor, characterized in that it comprises guide means for making the flow angle of the boosted gas equal to the flow angle at the confluence with the flow.
【請求項3】 前記請求項2に記載の多段遠心圧縮機に
おいて、前記案内手段は、前記昇圧気体の流れ角と等し
い角度となるように取り付けられた複数の板状の案内羽
根から構成されていることを特徴とする多段遠心圧縮
機。
3. The multistage centrifugal compressor according to claim 2, wherein the guide means is composed of a plurality of plate-shaped guide blades attached so as to form an angle equal to the flow angle of the boosted gas. A multi-stage centrifugal compressor characterized in that
【請求項4】 前記請求項2に記載の多段遠心圧縮機に
おいて、前記環状ノズルの流路幅は、前記合流部におけ
る前記昇圧気体の流速と前記注入気体の流速とが等しく
なるように選定されていることを特徴とする多段遠心圧
縮機。
4. The multi-stage centrifugal compressor according to claim 2, wherein the flow width of the annular nozzle is selected so that the flow velocity of the boosted gas and the flow velocity of the injected gas at the merging portion are equal to each other. A multi-stage centrifugal compressor characterized in that
【請求項5】 前記請求項2に記載の多段遠心圧縮機に
おいて、前記案内手段は、前縁から後縁に向かって羽根
厚さが変化する複数の翼形状の案内羽根から構成されて
いることを特徴とする多段遠心圧縮機。
5. The multistage centrifugal compressor according to claim 2, wherein the guide means is composed of a plurality of blade-shaped guide blades whose blade thickness changes from the leading edge to the trailing edge. A multistage centrifugal compressor characterized by.
【請求項6】 前記請求項3あるいは前記請求項5に記
載の多段遠心圧縮機において、前記案内羽根は、その取
り付け角度が調整可能に取り付けられていることを特徴
とする多段遠心圧縮機。
6. The multi-stage centrifugal compressor according to claim 3 or 5, wherein the guide vanes are attached such that an attachment angle thereof is adjustable.
【請求項7】 前記請求項3あるいは前記請求項5に記
載の多段遠心圧縮機において、その端縁部の表面を湾曲
して形成してなることを特徴とする多段遠心圧縮機。
7. The multistage centrifugal compressor according to claim 3 or 5, wherein a surface of an edge portion of the multistage centrifugal compressor is curved.
【請求項8】 前記請求項4に記載の多段遠心圧縮機に
おいて、前記環状ノズルの流路幅は、その入口から出口
に向かって変化することを特徴とする多段遠心圧縮機。
8. The multi-stage centrifugal compressor according to claim 4, wherein the flow passage width of the annular nozzle changes from its inlet to its outlet.
【請求項9】 前記請求項8に記載の多段遠心圧縮機に
おいて、前記環状ノズルの流路幅は、その入口から出口
に向かって徐々に減少することを特徴とする多段遠心圧
縮機。
9. The multistage centrifugal compressor according to claim 8, wherein the flow passage width of the annular nozzle gradually decreases from the inlet to the outlet thereof.
【請求項10】 前記請求項8に記載の多段遠心圧縮機
において、前記環状ノズルの流路幅は、その入口から出
口に向かって徐々に増加することを特徴とする多段遠心
圧縮機。
10. The multistage centrifugal compressor according to claim 8, wherein the flow passage width of the annular nozzle gradually increases from its inlet to its outlet.
【請求項11】 回転する遠心羽根車の径方向外周にデ
ィフューザを配置し、前記ディフューザの下流に設けら
れた戻り流路を介して、前記遠心羽根車により昇圧した
気体を次段の遠心羽根車に導く多段遠心圧縮機におい
て、前記戻り流路を介して導かれる前記昇圧した気体に
段間で気体を注入するための段間注入流路構造であっ
て、前記戻り流路の一部に環状ノズルを備え、さらに、
前記環状ノズルには、前記段間で注入する気体の流れ
と、前記戻り流路を介して導かれる前記昇圧した気体の
流れとの衝突損失を減少する手段を設けたことを特徴と
する多段遠心圧縮機の段間注入流路構造。
11. A diffuser is arranged on the outer circumference in the radial direction of a rotating centrifugal impeller, and a gas boosted by the centrifugal impeller is passed through a return flow passage provided downstream of the diffuser to a centrifugal impeller of the next stage. In a multi-stage centrifugal compressor leading to, an inter-stage injection flow channel structure for injecting a gas between the stages into the pressurized gas guided through the return flow channel, wherein a ring is provided in a part of the return flow channel. Equipped with a nozzle,
The annular nozzle is provided with means for reducing collision loss between the flow of gas injected between the stages and the flow of the pressurized gas introduced through the return flow passage. Interstage injection flow channel structure of the compressor.
【請求項12】 前記請求項11に記載の多段遠心圧縮
機の段間注入流路構造において、前記衝突損失減少手段
は、前記段間で注入する気体の流れ角を、前記戻り流路
を介して導かれる前記昇圧した気体の流れとの合流部に
おける前記昇圧気体の流れ角に等しくなるようにするた
めの案内手段から構成されることを特徴とする多段遠心
圧縮機の段間注入流路構造。
12. The interstage injection flow channel structure for a multi-stage centrifugal compressor according to claim 11, wherein the collision loss reducing means determines a flow angle of the gas injected between the stages via the return flow channel. Inter-injection flow channel structure of a multi-stage centrifugal compressor, characterized in that it comprises guide means for making the flow angle of the boosted gas equal to the flow angle of the boosted gas guided by .
【請求項13】 前記請求項12に記載の多段遠心圧縮
機の段間注入流路構造において、前記案内手段は、前記
昇圧気体の流れ角と等しい角度となるように取り付けら
れた複数の板状の案内羽根から構成されていることを特
徴とする多段遠心圧縮機の段間注入流路構造。
13. The interstage injection flow channel structure for a multistage centrifugal compressor according to claim 12, wherein the guide means is a plurality of plate-like members attached so as to form an angle equal to the flow angle of the boosted gas. The inter-stage injection flow channel structure of a multi-stage centrifugal compressor, characterized in that
【請求項14】 前記請求項12に記載の多段遠心圧縮
機の段間注入流路構造において、前記環状ノズルの流路
幅は、前記合流部における前記昇圧気体の流速と前記注
入気体の流速とが等しくなるように選定されていること
を特徴とする多段遠心圧縮機の段間注入流路構造。
14. The interstage injection flow channel structure for a multistage centrifugal compressor according to claim 12, wherein a flow channel width of the annular nozzle is a flow velocity of the boosted gas and a flow velocity of the injected gas at the confluence portion. Are selected so that they are equal to each other, an interstage injection flow channel structure of a multistage centrifugal compressor.
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