KR101130573B1

KR101130573B1 - Compressor for a gas turbine engine

Info

Publication number: KR101130573B1
Application number: KR1020090110987A
Authority: KR
Inventors: 송재욱; 이성룡; 홍동민; 이창용
Original assignee: 두산중공업 주식회사
Priority date: 2009-11-17
Filing date: 2009-11-17
Publication date: 2012-03-30
Also published as: KR20110054371A

Abstract

본 발명은 가스터빈 엔진용 압축기를 개시한다. 상기 가스터빈 엔진용 압축기는, 외면에 반복되게 배치되는 복수의 블레이드(3)를 가지는 허브(2)와, 상기 허브(2)를 일정간격을 두고 둘러싸고 내벽에 반복되게 배치되는 복수의 베인(5)을 가지는 케이싱(4)을 포함하는 가스터빈 엔진용 압축기에 있어서, 상기 허브(2)의 복수의 블레이드(3) 중의 어느 하나의 일측 하단부에는 압력차이에 의해 일부의 정체되는 공기를 후방(주 공기흐름방향의 역방향)으로 빼내어 재공급시킬 수 있게 하는 실속저감 유로채널(11)이 구비되고, 상기 실속저감 유로채널(11)은 상기 블레이드(3)의 흡입면(suction side)의 출구측 하단부에 형성된 유입공(11a)과, 상기 블레이드(3)의 입구측 하단부에 형성된 배출공(11b)과, 상기 유입공(11a)과 상기 배출공(11b)을 연결하는 통로(11c)를 포함하는 것을 특징으로 한다. 본 발명은 외부로부터 압축기 내로 공급되는 공기 중의 일부가 압축기의 블레이드 또는 베인의 입구측 하부 유로공간을 통해 출구측 하부 유로공간으로 흘러갈 때 상기 출구측 하부 유로공간에서 일부의 정체되는 공기를 상기 실속저감 유로채널을 통해 후방으로 빼내어 재공급할 수 있게 함으로써, 상기 공기의 실속(stall) 또는 유로막힘 현상을 줄일 수 있게 한다.The present invention discloses a compressor for a gas turbine engine. The gas turbine engine compressor includes a hub (2) having a plurality of blades (3) repeatedly arranged on an outer surface thereof, and a plurality of vanes (5) repeatedly arranged on an inner wall and surrounding the hub (2) at a predetermined interval. In a gas turbine engine compressor including a casing (4) having a), one of the plurality of blades (3) of the hub (2), the lower end of one side of the one side of the stagnant air due to the pressure difference (back) A stall reducing flow channel 11 is provided to draw out and resupply in the reverse direction of the air flow direction, and the stall reducing flow channel 11 is provided at the lower end of the outlet side of the suction side of the blade 3. An inlet hole 11a formed in the outlet hole, an outlet hole 11b formed at the lower end of the inlet side of the blade 3, and a passage 11c connecting the inlet hole 11a to the outlet hole 11b. It is characterized by. According to the present invention, when a part of the air supplied into the compressor from the outside flows through the inlet lower flow path of the blade or vane of the compressor into the outlet lower flow path, the stagnant air is partially stalled in the outlet lower flow path. It is possible to reduce the stall or flow blockage of the air by allowing it to be pulled out and resupply rearward through the reduction channel.

Description

Compressor for a gas turbine engine

본 발명은 가스터빈 엔진용 압축기에 관한 것으로, 특히 압축기 내의 블레이드(blade)(또는 회전익) 또는 베인(vane)(또는 고정익)에서 발생하는 실속(stall) (또는 유로막힘) 현상을 줄여, 압축기의 성능, 나아가 가스터빈 엔진의 성능을 향상시킬 수 있게 하는 가스터빈 엔진용 압축기에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a compressor for a gas turbine engine, and in particular, to reduce stall (or blockage) occurring in blades (or rotor blades) or vanes (or fixed blades) in the compressor, The present invention relates to a compressor for a gas turbine engine, which enables to improve the performance of the gas turbine engine.

일반적으로, 가스터빈 엔진은 일종의 회전식 내연기관으로서, 외부로부터 공기를 공급받아 고압으로 압축시키는 압축기와, 상기 압축기로부터 공급되는 고압의 공기와 연료탱크로부터 공급되는 연료가스의 혼합에 의해 이루어진 혼합가스를 연소시켜 고온고압의 배출가스를 발생시키는 연소기와, 상기 연소기로부터 배출되는 고압의 배출가스에 의해 회전되는 터빈을 포함한다.In general, a gas turbine engine is a type of rotary internal combustion engine, and is a mixture of a compressor which receives air from outside and compresses it to a high pressure, and a mixture of a high pressure air supplied from the compressor and a fuel gas supplied from a fuel tank. A combustor for combusting to generate a high temperature and high pressure exhaust gas, and a turbine rotated by the high pressure exhaust gas discharged from the combustor.

또한, 상기 터빈은 가스터빈 엔진식 발전기의 경우 발전기의 입력축과 연결되어 발전기에 발전동력을 제공하고, 제트엔진식 비행기의 경우 제트노즐과 결합되어 상기 제트노즐을 통해 고온고압의 배출가스를 고속으로 분출시켜 비행기에 추력을 발생시킨다. 상기 압축기는 상기 터빈의 전체 회전동력 중의 일부에 의해 가동되며, 이에 의해 외부로부터 유입되는 공기를 고압으로 압축시킨다.In addition, the turbine is connected to the input shaft of the generator in the case of a gas turbine engine type generator to provide power generation power to the generator, and in the case of a jet engine plane coupled with the jet nozzle at high speed and high pressure exhaust gas through the jet nozzle at high speed Erupt and generate thrust on the plane. The compressor is operated by a part of the total rotational power of the turbine, thereby compressing the air introduced from the outside at high pressure.

도 1은 종래 기술에 따른 압축기의 내부를 보여주는 개략 부분 단면도이고, 도 2는 종래 기술에 따른 압축기의 허브의 외면에 제공되는 블레이드 또는 케이싱의 내벽에 제공되는 베인을 보여주는 개략 사시도이다.1 is a schematic partial cross-sectional view showing an interior of a compressor according to the prior art, and FIG. 2 is a schematic perspective view showing vanes provided on an inner wall of a blade or a casing provided on an outer surface of a hub of the compressor according to the prior art.

종래 기술에 따른 압축기(1)는 도 1과 도 2에 도시된 바와 같이, 허브(2)(또는 회전축)의 외면에 그 외면의 둘레 및 상기 허브의 길이를 따라 일정간격을 두고 반복되게 배치되는 복수의 블레이드(3)와, 상기 허브(2)를 일정간격을 두고 둘러싸는 케이싱(4)을 포함하는 구조로 이루어져 있다.The compressor 1 according to the related art is repeatedly arranged at regular intervals along the circumference of the outer surface and the length of the hub on the outer surface of the hub 2 (or the rotating shaft), as shown in FIGS. 1 and 2. It consists of a structure including a plurality of blades (3), and a casing (4) surrounding the hub (2) at a predetermined interval.

여기서, 상기 케이싱(4)의 내벽에는 그 케이싱의 길이를 따라 상기 허브(2)의 블레이드(3) 사이의 공간에 위치하고 상기 케이싱(4)의 내면의 둘레를 따라 일정간격을 두고 반복되게 배치되는 복수의 베인(5)이 제공된다.Here, the inner wall of the casing (4) is located in the space between the blade (3) of the hub (2) along the length of the casing is disposed repeatedly at regular intervals along the circumference of the inner surface of the casing (4) A plurality of vanes 5 are provided.

따라서, 터빈(미도시)에 의해 상기 압축기(1)의 허브(2)가 회전되면, 도 1에 도시된 바와 같이 외부로부터 상기 압축기(1) 내로 공기가 유입되어 상기 허브(2)와 상기 케이싱(4)의 길이를 따라 각각 제공된 블레이드(3)와 베인(5)의 사이를 지나면서 고압으로 압축되어 연소기(미도시)측으로 보내진다.Therefore, when the hub 2 of the compressor 1 is rotated by a turbine (not shown), air is introduced into the compressor 1 from the outside as shown in FIG. 1, so that the hub 2 and the casing are introduced. It is compressed at high pressure and passed to the combustor (not shown) while passing between the provided blades 3 and vanes 5 along the length of 4 respectively.

위와 같이 연소기측으로 보내진 고압의 공기는 연료탱크(미도시)로부터 공급되는 연료가스와 혼합되어 혼합가스를 생성하고, 이러한 혼합가스는 연소기 내에서 연소되면서 고온고압의 배출가스를 발생시켜 터빈을 회전시킨다.As described above, the high pressure air sent to the combustor is mixed with the fuel gas supplied from the fuel tank (not shown) to generate a mixed gas, and the mixed gas is burned in the combustor to generate exhaust gas of high temperature and high pressure to rotate the turbine. .

그러나, 종래 기술에 따른 압축기(1)는 압축기의 각 블레이드 어레이와 베인 어레이들을 통과할 때 상기 각 어레이 당 압력상승이 증가함에 따라 외부로부터 압축기 내로 유입되는 공기 중의 일부가 압축기의 블레이드(3) 또는 베인(5)의 입구 측 하부 유로공간(IS)에서 출구측 하부 유로공간(OS)으로 흘러갈 때 상기 출구측 하부 유로공간(OS)에서 공기흐름의 실속(stall) 또는 유로막힘 현상이 발생하는 문제가 있었다.However, in the compressor 1 according to the related art, as the pressure increase per each array increases as each of the blade array and the vane array of the compressor increases, a part of the air flowing into the compressor from the outside is transferred to the blade 3 of the compressor, or When flowing from the inlet lower flow path space IS of the vane 5 to the outlet lower flow path space OS, stall or flow clogging of air flow occurs in the outlet lower flow path space OS. There was a problem.

이에, 본 발명은 전술한 바와 같은 문제점들을 해소하기 위해 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 압축기 내의 블레이드(blade) 또는 베인(vane)의 출구측 하부 유로공간에서 발생하는 실속(stall)(또는 유로막힘) 현상을 감소시킬 수 있도록 하는 가스터빈 엔진용 압축기를 제공하는 것이다.Accordingly, the present invention has been made to solve the above problems, an object of the present invention is to stall (or flow path) generated in the lower flow path space of the outlet side of the blade (blade) or vane (vane) in the compressor It is to provide a compressor for a gas turbine engine that can reduce the clogging) phenomenon.

전술한 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 외면에 반복되게 배치되는 복수의 블레이드를 가지는 허브와, 상기 허브를 일정간격을 두고 둘러싸고 내벽에 반복되게 배치되는 복수의 베인을 가지는 케이싱을 포함하는 가스터빈 엔진용 압축기에 있어서,In order to achieve the above object, the present invention provides a gas turbine comprising a hub having a plurality of blades that are repeatedly arranged on the outer surface, and a casing having a plurality of vanes that are repeatedly arranged on the inner wall surrounding the hub at a predetermined interval. In the engine compressor,

상기 허브의 복수의 블레이드 중의 어느 하나의 일측 하단부에는 압력차이에 의해 일부의 정체되는 공기를 후방(주 공기흐름방향의 역방향)으로 빼내어 재공급시킬 수 있게 하는 실속저감 유로채널(stall reduction stream channel)이 구비되고,Stall reduction stream channel that allows the lower end of one of the plurality of blades of the hub to be re-supplied to the rear (in the reverse direction of the main air flow direction) by the partial pressure due to the pressure difference Is provided,

상기 실속저감 유로채널은 상기 블레이드의 흡입면(suction side)의 출구측 하단부에 형성된 유입공과, 상기 블레이드의 입구측 하단부에 형성된 배출공과, 상 기 유입공과 상기 배출공을 연결하는 통로를 포함하는 것을 특징으로 하는 가스터빈 엔진용 압축기를 제공한다.The stall reduction passage channel includes an inlet hole formed in the lower end of the outlet side of the suction side of the blade, an outlet hole formed in the lower end of the inlet side of the blade, and a passage connecting the inlet hole and the outlet hole. A compressor for a gas turbine engine is provided.

또한, 본 발명은 위의 본 발명의 일실시예에 대하여 다음의 구체적인 실시예들을 더 제공한다.In addition, the present invention further provides the following specific embodiments of the above-described embodiment of the present invention.

본 발명의 일실시예에 따르면, 상기 케이싱의 복수의 베인 중의 어느 하나의 일측 하단부에는 압력차이에 의해 일부의 정체되는 공기를 후방으로 빼내어 재공급시킬 수 있게 하는 실속저감 유로채널이 더 구비되고,According to one embodiment of the present invention, at one lower end of any one of the plurality of vanes of the casing is further provided with a stall reduction flow channel for extracting some of the stagnant air to the rear by the pressure difference to resupply,

상기 실속저감 유로채널은 상기 베인의 흡입면(suction side)의 출구측 하단부에 형성된 유입공과, 상기 베인의 입구측 하단부에 형성된 배출공과, 상기 유입공과 상기 배출공을 연결하는 통로를 포함하는 것을 특징으로 한다.The stall reduction passage channel may include an inlet hole formed in the lower end of the outlet side of the suction side of the vane, an outlet hole formed in the lower end of the inlet side of the vane, and a passage connecting the inlet hole and the outlet hole. It is done.

본 발명의 일실시예에 따르면, 상기 각 실속저감 유로채널의 블레이드 또는 베인의 흡입면(suction side)의 출구측 하단 코너부에는 1개 내지 8개의 유입공이 형성되고, 상기 각 유입공은 상호 연통되고 상기 통로를 통해 상기 배출공과도 연통되는 것을 특징으로 한다.According to one embodiment of the present invention, one to eight inlet holes are formed at the bottom corner of the outlet side of the suction side of the blades or vanes of the stall reduction channel, and the inlet holes communicate with each other. And communicate with the discharge hole through the passage.

본 발명의 일실시예에 따르면, 상기 각 실속저감 유로채널의 블레이드 또는 베인의 흡입면(suction side)의 출구측 하단 코너부에는 상기 하단 코너부의 오목한 모서리를 기준으로 그 모서리의 양측부에 각각 3개의 유입공이 형성되고, 상기 각 유입공은 상호 연통되고 상기 통로를 통해 상기 배출공과도 연통되는 것을 특징으로 한다.According to one embodiment of the invention, the lower corner of the outlet side of the suction side (suction side) of the blade or vane of each of the stall reduction flow channel each of the three sides of the corner on the basis of the concave edge of the lower corner Two inlet holes are formed, and each of the inlet holes is in communication with each other and is also in communication with the outlet hole through the passage.

본 발명의 일실시예에 따르면, 상기 통로는 상기 1개 내지 8개의 유입공으로 부터 유입되는 공기를 상기 배출공으로 분산되게 안내할 수 있도록 사각형 단면 형태를 이루는 것을 특징으로 한다.According to one embodiment of the invention, the passage is characterized in that the cross-sectional shape to form a guide so that the air introduced from the one to eight inlet holes to be dispersed to the discharge hole.

본 발명은 압축기 내의 블레이드(blade) 또는 베인(vane)의 일측 하단부에 실속저감 유로채널을 제공하여, 외부로부터 압축기 내로 공급되는 공기 중의 일부가 압축기의 블레이드 또는 베인의 입구측 하부 유로공간을 통해 출구측 하부 유로공간으로 흘러갈 때 상기 출구측 하부 유로공간에서 일부의 정체되는 공기를 상기 실속저감 유로채널을 통해 후방(주 공기흐름방향의 역방향)으로 빼내어 재공급할 수 있게 함으로써, 상기 공기의 실속(stall) 또는 유로막힘 현상을 줄일 수 있게 한다.The present invention provides a stall reduction flow channel at one lower end of a blade or vane in the compressor, so that some of the air supplied from the outside into the compressor exits through the lower flow path of the inlet side of the blade or vane of the compressor. When the air flows into the side lower flow path space, some stagnant air can be drawn out through the stall reduction flow channel to the rear side (in the opposite direction of the main air flow direction) and supplied again, thereby causing the air to stall. stall or flow blockage can be reduced.

이하, 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 실시예를 도 3 내지 도 5를 참조하여 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, an embodiment of a gas turbine engine compressor according to the present invention will be described with reference to FIGS. 3 to 5.

도 3은 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 내부를 보여주는 개략 부분 단면도이고, 도 4는 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 허브의 외면에 제공되는 블레이드 또는 케이싱의 내벽에 제공되는 베인을 보여주는 개략 사시도이다. 또한, 도 5는 압축기의 블레이드 또는 베인의 일측 하단부에 실속저감 유로채널이 제공되지 않은 경우와 그것이 제공된 경우의 전산해석의 결과를 보여주는 도면이다.Figure 3 is a schematic partial cross-sectional view showing the interior of the gas turbine engine compressor according to the present invention, Figure 4 is a vane provided on the inner wall of the blade or casing provided on the outer surface of the hub of the gas turbine engine compressor according to the present invention. It is a schematic perspective view showing. In addition, Figure 5 is a view showing the results of the computational analysis when the stall reduction flow channel is not provided in the lower end of one side of the blade or vane of the compressor.

하기 본 발명에 대한 설명에서 종래 기술의 구성과 동일한 구성요소들에 대 해서는 이해의 편의를 위해 종래 기술에서와 같은 동일한 부호를 사용하였다.In the following description of the present invention, the same reference numerals as in the prior art are used for the same elements as the prior art.

본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기(10)는 도 3과 도 4에 도시된 바와 같이, 외면에 반복되게 배치되는 복수의 블레이드(3)를 가지는 허브(2)와, 상기 허브(2)를 일정간격을 두고 둘러싸고 내벽에 반복되게 배치되는 복수의 베인(5)을 가지는 케이싱(4)을 포함하는 형태의 기본적인 구성에 아래와 같은 실시예의 구성이 추가된 형태로 이루어진다.As shown in FIGS. 3 and 4, the compressor 10 for a gas turbine engine according to the present invention includes a hub 2 having a plurality of blades 3 repeatedly arranged on an outer surface thereof, and the hub 2. The configuration of the following embodiment is added to the basic configuration of the form including a casing (4) having a plurality of vanes (5), which are enclosed at regular intervals and repeatedly arranged on the inner wall.

본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기(10)는 상기 허브(2)의 복수의 블레이드(3) 중의 어느 하나의 일측 하단부에 압력차이에 의해 일부의 정체되는 공기를 후방(주 공기흐름방향의 역방향)으로 빼내어 재공급시킬 수 있게 하는 실속저감 유로채널(11)을 더 포함한다. 상기 실속저감 유로채널(11)은 상기 블레이드(3)의 흡입면(suction side)의 출구측 하단부에 형성된 유입공(11a)과, 상기 블레이드(3)의 입구측(또는 후행부측) 하단부에 형성된 배출공(11b)과, 상기 유입공(11a)과 상기 배출공(11b)을 연결하는 통로(11c)를 포함하는 구조로 이루어진다.Compressor 10 for a gas turbine engine according to the present invention is a rear portion (reverse in the direction of the main air flow direction) by the pressure difference to the lower end of one of any one of the plurality of blades 3 of the hub (2) It further comprises a stall reducing flow channel 11 to be extracted to the supply). The stall reduction flow channel 11 is formed at the lower end of the inlet hole 11a formed at the lower end of the outlet side of the suction side of the blade 3 and at the lower end of the inlet side (or the trailing side) of the blade 3. It consists of a structure including a discharge hole (11b), and the passage (11c) connecting the inlet hole (11a) and the discharge hole (11b).

전술한 바와 같은 압축기 구조는 외부로부터 압축기 내로 유입되는 공기 중의 일부가 압축기의 블레이드(3)의 입구측 하부 유로공간(IS)에서 출구측 하부 유로공간(OS)으로 흘러갈 때 상기 유입공(11a)과 상기 배출공(11b) 간의 압력 차이에 의해 그 일부의 정체되는 공기를 상기 블레이드(3)의 출구측 하단부의 유입공(11a)으로 유입시켜 상기 공기가 상기 통로(11c)를 통해 상기 배출공(11b)의 밖으로 빠져나갈 수 있게 한다.The compressor structure as described above has the inflow hole 11a when a part of the air flowing into the compressor from the outside flows from the inlet lower flow path space IS of the blade 3 of the compressor to the outlet lower flow path space OS. ) And a portion of the stagnant air is introduced into the inlet hole 11a of the lower end of the outlet side of the blade 3 by the pressure difference between the outlet hole 11b and the air is discharged through the passage 11c. Allow the ball to exit out of the ball 11b.

그러면, 상기 일부의 공기가 상기 블레이드(3)의 출구측 하부 유로공간(OS) 에서 입구측 하부 유로공간(IS)으로 흘러나갈 수 있게 됨으로써, 상기 압축기 구조는 종래에 상기 블레이드(3)의 출구측 하부 유로공간(OS)에서 발생되었던 실속(stall) 또는 유로막힘의 현상을 줄일 수 있게 한다. 또한, 도 5에 따른 전산해석의 결과에서 알 수 있는 바와 같이, 상기 블레이드(3)의 하부 주위에 실속저감 유로채널(11)이 구비된 경우(오른쪽 사진)의 기술이 그렇지 않은 경우(왼쪽 사진)의 기술에 비해 유체의 흐름이 보다 균일하게 되는 것을 확인할 수 있다.Then, a part of the air can flow from the outlet side lower passage space OS of the blade 3 to the inlet side lower passage space IS, whereby the compressor structure is conventionally the outlet of the blade 3. It is possible to reduce the phenomenon of stall or flow clogging that occurred in the side lower flow path space OS. In addition, as can be seen from the result of the computational analysis according to FIG. 5, the technique of the case where the stall reduction flow channel 11 is provided around the lower portion of the blade 3 (right picture) is not the same (left picture). It can be seen that the flow of the fluid becomes more uniform than that of

또한, 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기는 전술한 바와 같은 기본구성에 다음의 구체적인 실시예들로 더 한정되는 형태로 이루어질 수 있다.In addition, the gas turbine engine compressor according to the present invention may be made in a form that is further limited to the following specific embodiments in the basic configuration as described above.

일실시예로, 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기(10)는 상기 케이싱(4)의 복수의 베인(5) 중의 어느 하나의 일측 하단부에 압력차이에 의해 일부의 정체되는 공기를 후방으로 빼내어 재공급시킬 수 있게 하는 실속저감 유로채널(12)이 더 구비된 형태로 이루어질 수 있다. 상기 실속저감 유로채널(12)은 상기 베인(5)의 출구측(또는 선행부측) 하단부에 형성된 유입공(12a)과, 상기 베인(5)의 입구측(또는 후행부측) 하단부에 형성된 배출공(12b)과, 상기 유입공(12a)과 상기 배출공(12b)을 연결하는 통로(12c)를 포함하는 구조로 이루어진다.In one embodiment, the gas turbine engine compressor 10 according to the present invention draws back a portion of the stagnant air by the pressure difference to one of the lower end of any one of the plurality of vanes (5) of the casing (4) to the rear A stall reduction channel 12 may be further provided to enable resupply. The stall reduction flow channel 12 is an inlet hole 12a formed at the lower end of the outlet side (or the leading side) of the vane 5 and an outlet hole formed at the lower end of the inlet side (or the trailing side) of the vane 5. 12b and a passage 12c connecting the inlet 12a and the outlet 12b.

전술한 바와 같은 압축기 구조는 외부로부터 압축기 내로 유입되는 공기 중의 일부가 압축기(10)의 베인(5)의 입구측 하부 유로공간(IS)에서 출구측 하부 유로공간(OS)으로 흘러갈 때 상기 유입공(12a)과 상기 배출공(12b) 간의 압력 차이에 의해 그 일부의 정체되는 공기를 상기 베인(5)의 입구측 하단부의 유입공(12a)으로 유입시켜 상기 공기가 상기 통로(12c)를 통해 상기 배출공(12b)의 밖으로 빠져나갈 수 있게 한다.The compressor structure as described above is introduced when a part of the air flowing into the compressor from the outside flows from the inlet lower flow path space IS of the vane 5 of the compressor 10 to the outlet lower flow path space OS. Due to the pressure difference between the ball 12a and the discharge hole 12b, a part of the stagnant air is introduced into the inlet hole 12a of the lower end of the inlet side of the vane 5, so that the air opens the passage 12c. Through the discharge hole (12b) to be able to escape through.

그러면, 상기 일부의 공기가 상기 베인(5)의 출구측 하부 유로공간(OS)에서 입구측 하부 유로공간(IS)으로 흘러나갈 수 있게 됨으로써, 상기 압축기 구조는 종래에 상기 베인(5)의 출구측 하부 유로공간(OS)에서 발생되었던 실속(stall) 또는 유로막힘의 현상을 줄일 수 있게 한다. 또한, 도 5에 따른 전산해석의 결과에서 알 수 있는 바와 같이, 상기 베인(5)의 하부 주위에 실속저감 유로채널(12)이 구비된 경우(오른쪽 사진)의 기술이 그렇지 않은 경우(왼쪽 사진)의 기술에 비해 유체의 흐름이 보다 균일하게 되는 것을 확인할 수 있다.Then, the part of the air can flow from the outlet side lower flow path space OS of the vane 5 to the inlet side lower flow path space IS, whereby the compressor structure is conventionally the outlet of the vane 5. It is possible to reduce the phenomenon of stall or flow clogging that occurred in the side lower flow path space OS. In addition, as can be seen from the result of the computational analysis according to FIG. 5, the technique of the case where the stall reduction flow channel 12 is provided around the lower portion of the vane 5 (right picture) is not the same (left picture). It can be seen that the flow of the fluid becomes more uniform than that of

일실시예로, 상기 각 실속저감 유로채널(11,12)의 블레이드(3) 또는 베인(5)의 출구측 하단 코너부에는 1개 내지 8개의 유입공(11a,12a)이 형성되고, 상기 각 유입공(11a,12a)은 상호 연통되고 상기 통로(11c,12c)를 통해 상기 배출공(11b,12b)과 또한 연통되는 구조로 이루어질 수 있다. 다른 실시예로, 상기 각 실속저감 유로채널(11,12)의 블레이드(3) 또는 베인(5)의 출구측 하단 코너부에는 상기 하단 코너부의 오목한 모서리를 기준으로 그 모서리의 양측부에 각각 3개의 유입공(11a,12a)이 형성되고, 상기 각 유입공(11a,12a)은 상호 연통되고 상기 통로(11c,12c)를 통해 상기 배출공(11b,12b)과도 연통되는 구조로 이루어질 수 있다.In one embodiment, one to eight inlet holes (11a, 12a) are formed in the lower corner of the exit side of the blade (3) or vanes (5) of each of the stall reduction flow channel (11, 12), Each inlet hole (11a, 12a) is in communication with each other and may be of a structure that is also in communication with the discharge hole (11b, 12b) through the passage (11c, 12c). In another embodiment, the lower corners of the exit side of the blades 3 or vanes 5 of each of the stall reduction flow channel channels 11 and 12 are respectively formed at both sides of the corners based on the concave edges of the lower corners. Two inlet holes 11a and 12a are formed, and each of the inlet holes 11a and 12a may be in communication with each other and also communicate with the outlet holes 11b and 12b through the passages 11c and 12c. .

일실시예로, 상기 통로(11c,12c)는 상기 1개 내지 8개의 유입공(11a,12a)으로부터 유입되는 공기를 상기 배출공(11b,12b)으로 분산되게 안내할 수 있도록 사각형 단면 형태로 이루어지는 것이 바람직하다. 이러한 사각형 단면 형태의 통로 구조는 상기 배출공(11b,12b)을 통해 빠져나오는 공기가 입구측 하부 유로공간(IS) 으로 새롭게 유입되는 공기흐름에 방해를 주는 것을 최소화할 수 있게 한다.In one embodiment, the passage (11c, 12c) has a rectangular cross-sectional shape to guide the air flowing from the one to eight inlet holes (11a, 12a) to be distributed to the discharge hole (11b, 12b) It is preferable to make. The passage structure of the rectangular cross-sectional shape can minimize the air flowing out through the discharge holes (11b, 12b) to interfere with the newly introduced air flow into the lower side flow path space (IS).

한편, 상기 블레이드(3) 또는 상기 베인(5)의 출구측 하단 코너부에 제공되는 유입공(11a,12a)의 개수는 공기가 상기 블레이드(3) 또는 상기 베인(5)의 하단 코너부의 출구측 하부 유로공간(OS)을 지날 때 실속을 발생시키는 구역(또는 공간)의 사이즈에 따라 적절히 결정될 수 있다.On the other hand, the number of inflow holes (11a, 12a) provided in the lower corner of the outlet side of the blade (3) or the vane 5 is the air exit of the lower corner of the blade (3) or the vane (5) It may be appropriately determined according to the size of the zone (or space) that generates stall when passing through the side lower flow path space OS.

전술한 바와 같이 구성된 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 작동을 도 3과 도 4를 참조하여 설명한다.The operation of the gas turbine engine compressor according to the present invention configured as described above will be described with reference to FIGS. 3 and 4.

터빈(미도시)에 의해 상기 압축기(10)의 허브(2)가 회전되면, 도 3과 도 4에 도시된 바와 같이 외부로부터 상기 압축기(10) 내로 공기가 유입되어 상기 허브(2)와 상기 케이싱(4)의 길이를 따라 각각 제공된 블레이드(3)와 베인(5)의 사이를 지나면서 고압으로 압축되어 연소기(미도시)측으로 보내진다.When the hub 2 of the compressor 10 is rotated by a turbine (not shown), as shown in FIGS. 3 and 4, air is introduced into the compressor 10 from the outside so that the hub 2 and the Along with the length of the casing 4 is passed between the provided blades 3 and vanes 5, respectively, compressed at high pressure and sent to a combustor (not shown).

이때, 상기 압축기(10)를 통해 상기 연소기(미도시)로 송출되는 공기 중의 일부는 상기 블레이드(3)의 입구측 하부 유로공간(IS)을 통해 출구측 하부 유로공간(OS)으로 흘러가고, 그 중의 일부 정체되는 공기는 실속저감 유로채널(11)의 유입공(11a)과 배출공(11b) 간의 압력 차이에 의해 상기 유입공(11a)으로 유입되어 통로(11c)를 통해 상기 배출공(11b)으로 배출되어 다시 상기 출구측 하부 유로공간(OS)으로 공급될 수 있게 된다.At this time, some of the air sent to the combustor (not shown) through the compressor 10 flows to the outlet side lower passage space OS through the inlet side lower passage space IS of the blade 3, Some of the stagnant air flows into the inlet hole 11a due to the pressure difference between the inlet hole 11a and the outlet hole 11b of the stall reduction flow channel 11 and is discharged through the passage 11c. It is discharged to 11b) and can be supplied to the outlet side lower flow path space (OS) again.

그러면, 상기 블레이드(3)의 입구측 하부 유로공간(IS)을 통해 출구측 하부 유로공간(OS)으로 흘러가는 일부의 공기는 선행구간에서 정체되는 공기에 의한 방해 없이 더욱 원활히 앞으로 전진되면서 고압으로 압축될 수 있게 된다.Then, some of the air flowing through the inlet-side lower flow path space (IS) of the blade 3 to the outlet-side lower flow path space (OS) is moved forward more smoothly without interference by the stagnant air in the preceding section at high pressure. It can be compressed.

이어서, 상기 블레이드(3)의 출구측 하부 유로공간(OS)을 통과하는 일부의 공기는 선행구간에 위치한 베인(5)의 입구측 하부 유로공간(IS)을 통해 출구측 하부 유로공간(OS)으로 흘러가고, 그 중의 일부 정체되는 공기는 실속저감 유로채널(12)의 유입공(12a)과 배출공(12b) 간의 압력 차이에 의해 상기 유입공(12a)으로 유입되어 통로(12c)를 통해 상기 배출공(12b)으로 배출되어 다시 상기 출구측 하부 유로공간(OS)으로 공급될 수 있게 된다.Subsequently, a part of the air passing through the outlet side lower passage space OS of the blade 3 passes through the inlet side lower passage space IS of the vane 5 located in the preceding section. Flows into the inlet hole 12a due to the pressure difference between the inlet hole 12a and the outlet hole 12b of the stall reduction passage channel 12 and flows through the passage 12c. It is discharged to the discharge hole (12b) can be supplied to the outlet side lower flow path space (OS) again.

위와 같이 외부로부터 상기 압축기(10) 내로 유입되는 전체적인 공기는 상기 허브(2)의 외면에 그 허브의 길이를 따라 구비된 복수의 블레이드(3)와 상기 케이싱(4)의 내벽에 그 케이싱의 길이를 따라 구비된 복수의 베인(5) 사이의 유로공간을 따라 연속적으로 전진 압축되어 연소기(미도시)측으로 보내지게 된다.The overall air flowing into the compressor 10 from the outside as described above is the length of the casing on the inner wall of the plurality of blades 3 and the casing 4 provided along the length of the hub on the outer surface of the hub (2) Along the flow path space between the plurality of vanes (5) provided along the continuous compression is sent to the combustor (not shown) side.

위와 같이 연소기측으로 보내진 고압의 공기는 연료탱크(미도시)로부터 공급되는 연료가스와 혼합되어 혼합가스를 생성하고, 이러한 혼합가스는 연소기 내에서 연소되면서 고온고압의 배출가스를 발생시켜 발전기 또는 비행기에 동력 또는 추력을 제공할 수 있도록 터빈을 회전시킬 수 있게 된다.As described above, the high pressure air sent to the combustor is mixed with fuel gas supplied from a fuel tank (not shown) to generate a mixed gas, and the mixed gas is burned in the combustor to generate exhaust gas of high temperature and high pressure to the generator or the plane. It is possible to rotate the turbine to provide power or thrust.

이상에서 설명한 본 발명은 전술한 실시예 및 첨부된 도면에 의해 한정되지 않으며, 본 발명의 기술적 사상 내에서의 단순 치환, 변형 및 변경은 당 분야에서의 통상의 지식을 가진 자에게 명백한 것이다.The present invention described above is not limited to the above-described embodiments and the accompanying drawings, and simple substitution, modification and alteration within the technical spirit of the present invention will be apparent to those skilled in the art.

도 1은 종래 기술에 따른 압축기의 내부를 보여주는 개략 부분 단면도.1 is a schematic partial sectional view showing the interior of a compressor according to the prior art;

도 2는 종래 기술에 따른 압축기의 허브의 외면에 제공되는 블레이드 또는 케이싱의 내벽에 제공되는 베인을 보여주는 개략 사시도.2 is a schematic perspective view showing vanes provided on an inner wall of a blade or a casing provided on an outer surface of a hub of a compressor according to the prior art;

도 3은 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 내부를 보여주는 개략 부분 단면도.3 is a schematic partial sectional view showing the interior of a compressor for a gas turbine engine according to the present invention;

도 4는 본 발명에 따른 가스터빈 엔진용 압축기의 허브의 외면에 제공되는 블레이드 또는 케이싱의 내벽에 제공되는 베인을 보여주는 개략 사시도.4 is a schematic perspective view showing vanes provided on an inner wall of a blade or a casing provided on an outer surface of a hub of a gas turbine engine compressor according to the present invention;

도 5는 압축기의 블레이드 또는 베인의 일측 하단부에 실속저감 유로채널이 제공되지 않은 경우와 그것이 제공된 경우의 전산해석의 결과를 보여주는 도면.5 is a diagram showing the results of computational analysis when a stall reduction flow channel is not provided at one lower end of a blade or vane of a compressor;

<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>

2: 허브 3: 블레이드2: hub 3: blade

4: 케이싱 5: 베인4: casing 5: vane

OS: 출구측 하부 유로공간 IS: 입구측 하부 유로공간OS: Lower flow path space at exit side IS: Lower flow path space at entrance

10: 압축기 11,12: 실속저감 유로채널10: Compressor 11, 12: stall reduction channel

11a,12a: 유입공 11b,12b: 배출공11a, 12a: inlet hole 11b, 12b: outlet hole

11c,12c: 통로11c, 12c: passage

Claims

A gas turbine engine compressor comprising a hub having a plurality of blades repeatedly arranged on an outer surface thereof, and a casing having a plurality of vanes disposed on the inner wall and surrounding the hub at predetermined intervals.

One side lower end of any one of the plurality of blades of the hub is provided with a blade-side stall reducing flow channel that allows to re-supply some of the stagnant air to the rear (in the reverse direction of the main air flow direction) by the pressure difference,

The blade side stall reduction flow channel is,

1 to 8 blade side inlet holes formed at the lower end of the outlet side of the suction side of the blade;

Blade side discharge hole formed in the lower end of the inlet side of the blade; And

A blade-side passage having a rectangular cross-sectional shape to guide the air introduced from the blade-side inlet to the blade-side outlet;

Compressor for gas turbine engine comprising a.

The method of claim 1,

One lower end portion of any one of the plurality of vanes of the casing further includes a vane side stall reduction flow channel for extracting a portion of stagnant air to the rear by a pressure difference and resupplying it.

The vane side stall reduction channel,

1 to 8 vane side inlet holes formed at the lower end of the outlet side of the suction side of the vane;

A vane side discharge hole formed in the lower end of the inlet side of the vane; And

A vane side passage having a rectangular cross-sectional shape to guide air introduced from the vane side inlet hole to be distributed to the vane side outlet hole;

Compressor for gas turbine engine comprising a.

delete