KR20120034670A

KR20120034670A - A centrifugal impeller for a compressor

Info

Publication number: KR20120034670A
Application number: KR1020117030892A
Authority: KR
Inventors: 제롬 포로도; 니콜라스 로크후온; 로랑 타르노브스키
Original assignee: 터보메카
Priority date: 2009-06-05
Filing date: 2010-06-02
Publication date: 2012-04-12
Also published as: FR2946399B1; RU2525365C2; EP2438306A1; CN102459916A; KR101750121B1; US20120087800A1; WO2010139901A1; JP5705839B2; JP2012528979A; CN102459916B; PL2438306T3; FR2946399A1; EP2438306B1; CA2762308A1; RU2011153687A

Abstract

본 발명은 유체가 통과해 지나갈 수 있는 압축기용 원심 임펠러로서, 상기 임펠러(18)는 각각 리딩 에지(24A, 25A)와 트레일링 에지(24F, 25F)를 구비하는 블레이드들(24, 25)을 구비하고, 상기 임펠러(18)가 회전하여 임펠러의 전면을 통해 유체를 빨아들이고, 상기 임펠러를 통과하는 유체의 축방향 속도는 점차 방사방향 속도로 전환되고, 상기 유체는 임펠러의 바깥 원주에서 즉, 블레이드들(24, 25)의 트레일링 에지(24F, 25F)에서 임펠러를 나가게 되어 있고, 상기 블레이드들(24, 25)은 상기 블레이드들의 트레일링 에지(24F, 25F)를 가로지르는 방사상 단면에서 상기 임펠러의 회전 방향에 반대 방향으로 만곡져 있도록 형성되어 있으며, 유체의 흐름이 방사방향으로 방향이 바뀌어 편향되도록 함으로써, 상기 블레이드들(24, 25)의 트레일링 에지 부분이 상기 임펠러의 회전 방향에서 바뀌도록 형성되어 있다. The invention is a centrifugal impeller for compressors through which fluid can pass, wherein the impeller 18 comprises blades 24, 25 having leading edges 24A, 25A and trailing edges 24F, 25F, respectively. And the impeller 18 rotates to suck fluid through the front of the impeller, and the axial velocity of the fluid passing through the impeller is gradually converted to radial velocity, the fluid being at the outer circumference of the impeller, Exit the impeller at the trailing edges 24F, 25F of the blades 24, 25, the blades 24, 25 having the radial cross section across the trailing edges 24F, 25F of the blades. It is formed to be curved in a direction opposite to the direction of rotation of the impeller, the flow of the fluid is changed in the radial direction and deflected, so that the trailing edge portion of the blades (24, 25) of the impeller It is formed so that it may change in a rotation direction.

Description

A centrifugal impeller for a compressor

본 발명은 유체, 특히, 가스가 지나갈 수 있는 원심 임펠러에 관한 것이다. 상기 임펠러는 특히 터보머신(turbomachine) 압축를 위한 것이다. 이 임펠러는 고정식 또는 항공용의 어떠한 형식의 터보머신에도 설치될 수 있으며, 특히 헬리콥터 터빈 엔진에 설치될 수 있다.
The present invention relates to a centrifugal impeller through which a fluid, in particular a gas, can pass. The impeller is especially for turbomachine compression. The impeller can be installed on any type of turbomachine, either stationary or aeronautical, in particular on a helicopter turbine engine.

더욱 특히, 본 발명은 회전축, 작은 단면적의 전면부 및 큰 단면적의 후면부를 제공하는 형태의 원심 임펠러에 대한 것으로, 상기 임펠러는 각각 리딩 에지(leading edges)와 트레일링 에지(trailing edges)를 구비하는 블레이드를 구비한다. 상기 임펠러의 회전은 임펠러의 전면을 통해 유체를 빨아들이고, 임펠러를 통해 지나가는 유체의 축방향 속도는 점차 방사상 속도로 전환되고, 유체는 임펠러의 바깥 원주를 통해 블레이드의 트레일링 에지에서 임펠러를 떠난다. 상기 블레이드는 방사상 단면에서 상기 블레이드의 트레일링 에지를 가로지르고, 임펠러의 회전방향에 반대 방향으로 만곡되어 있다.More particularly, the invention relates to a centrifugal impeller in the form of a rotating shaft, a front section with a small cross-sectional area and a rear section with a large cross-sectional area, each impeller having leading edges and trailing edges, respectively. With a blade. The rotation of the impeller sucks fluid through the front of the impeller, the axial speed of the fluid passing through the impeller gradually turns to radial speed, and the fluid leaves the impeller at the trailing edge of the blade through the outer circumference of the impeller. The blade crosses the trailing edge of the blade in a radial cross section and is curved in a direction opposite to the direction of rotation of the impeller.

본 발명에서는 상류와 하류는 임펠러를 통한 유체 흐름의 통상적인 방향에 상대적으로 정의된다.In the present invention, upstream and downstream are defined relative to the usual direction of fluid flow through the impeller.

더욱이, 임펠러의 회전축은 종종 간단히 임펠러축으로 칭할 것이다. 축방향은 임펠러축의 방향에 해당하고, 방사방향은 이 축에 수직이고 이 축을 가로지른다. 비슷하게, 축평면은 임펠러축을 포함하는 평면이고, 방사 평면은 이 축에 수직인 평면이다. '축방향으로' 및 '방사방향으로'라는 용어는 각각 축방향 및 방사 방향을 지칭하는 것이다.Moreover, the axis of rotation of the impeller will often be referred to simply as the impeller shaft. The axial direction corresponds to the direction of the impeller axis and the radial direction is perpendicular to and transverse to this axis. Similarly, the axial plane is a plane that includes the impeller axis, and the radial plane is a plane perpendicular to this axis. The terms 'axially' and 'radially' refer to axial and radial directions, respectively.

반대로 특히 언급하지 않는 한, '내부' 및 '외부'는 방사방향에 대하여 사용되고, 부재의 내부(즉, 축방향으로 내부)는 동일 부재의 외부(즉, 방상방향으로 외부)보다 임펠러의 축에 더 가깝다.On the contrary, unless specifically mentioned, 'inside' and 'outside' are used for the radial direction, and the inside of the member (ie axially inside) is on the axis of the impeller rather than the outside of the same member (ie outside in the radial direction). Closer.

마지막으로, 반대로 특히 언급하지 않는 한, '전면' 및 '후면'은 축방향에 대하여 사용되는데, 유체는 임펠러의 전면을 통해 들어온다.Finally, unless otherwise stated, 'front' and 'back' are used in the axial direction, with fluid entering through the front of the impeller.

예컨대 헬리콥터 터빈 엔진과 같은, 원심형인 또는 축류-원심 혼합형인 항공 터보머신의 압축기는, (원심형 휠 또는 로터로 지칭될 수 있는) 상기와 같은 형태의 원심형 임펠러를 구비한 하나 이상의 압축단계를 구비하고, 케이싱은 외부면에서 임펠러의 블레이드를 둘러싸고, 하나 이상의 디퓨저가 임펠러의 하류에 배치되어 있다. 일반적으로 공기로서 기체인 유체는 이와 같은 압축기를 통과한다.Compressors of centrifugal or axial-centrifugal aviation turbomachines, such as, for example, helicopter turbine engines, may comprise one or more compression stages with centrifugal impellers of the type described above (which may be referred to as centrifugal wheels or rotors). And the casing surrounds the blade of the impeller at its outer surface, and at least one diffuser is arranged downstream of the impeller. Fluid, generally gaseous as air, passes through such a compressor.

임펠러에서, 기체의 절대 속도는 원심 가속의 결과로 증가하게 되고, 기체의 압력은 블레이드와 임펠러 사이에 형성된 채널의 분기하는 단면의 결과로 증가하게 된다. 그리하여, 기체는 블레이드 단부의 하류에서, 즉 그 트레일링 에지에서 아주 높은 속도로 나가게 된다.In the impeller, the absolute velocity of the gas is increased as a result of centrifugal acceleration, and the pressure of the gas is increased as a result of the diverging cross section of the channel formed between the blade and the impeller. Thus, the gas exits at a very high speed downstream of the blade end, ie at its trailing edge.

압축기용 원심 임펠러의 공지된 예가 미국특허 US3,973,872에 개시되어 있다.
Known examples of centrifugal impellers for compressors are disclosed in US Pat. No. 3,973,872.

본 발명의 목적은, 주어진 기하학적 규격과 수정된 유속에 대하여, 상기 언급한 형태의 임펠러의 성능(즉, 총 압력비와 등온효율)을 향상시키기 위한 것이다.
It is an object of the present invention to improve the performance (ie total pressure ratio and isothermal efficiency) of the impeller of the type mentioned above for a given geometric specification and modified flow rate.

본 발명의 상기 목적은, 임펠러 블레이드의 트레일링 에지를 가로지르는 방사상 단면에서, 블레이드의 트레일링 에지 부분(즉, 블레이드의 후방부의 외부단에 위치하는 부분)이, 유체의 흐름을 방사상으로 다시 방향설정함으써 편향될 수 있도록 하는 각각의 단부 핀(end fin)을 형성하도록 하기 위해, 임펠러의 회전방향에 있어서 방향이 재설정되는 임펠러에 의해 달성된다.The above object of the invention is that, in the radial cross section across the trailing edge of the impeller blade, the trailing edge portion of the blade (i.e., the portion located at the outer end of the rear portion of the blade) directs the flow of fluid back radially. In order to form each end fin which can be deflected by setting, it is achieved by the impeller in which the direction of rotation of the impeller is reset.

일반적으로, 유체흐름의 그런 편향은 총 압력비가 임페러의 등온 효율을 감소시키지 않으면서 증가될 수 있도록 한다.In general, such a deflection of the fluid flow allows the total pressure ratio to be increased without reducing the isothermal efficiency of the impeller.

더욱이, 그런 편향에 대한 더나은 제어를 획득함으로써, 온도를 상승시키지 않고 총 압력비를 증가시킬 수 있다. 그리고, 총 압력비의 증가는 임펠러의 등온 효율의 다소간의 증가를 가져온다.Moreover, by obtaining better control over such deflections, it is possible to increase the total pressure ratio without raising the temperature. In addition, an increase in the total pressure ratio results in some increase in the isothermal efficiency of the impeller.

요약하면, 상기 단부 핀은 임펠러의 성능을 향상시키는 역할을 한다.In summary, the end pin serves to improve the performance of the impeller.

압축기용 원심형 임펠러는 두 종류의 블레이드를 가지는데, 이른바 "메인" 블레이드와 "중간" 블레이드가 있다. 선택적인 중간 블레이드는 메인 블레이드들 사이에 놓이고, 중간 블레이드는 축방향으로 더 짧다는 점에서 메인 블레이드와 다른 바, 중간 블레이드의 리딩 에지가 메인 블레이드의 리딩 에지에 대하여 후방에 배치되면서, 더 짧은 전방부를 제공한다.Centrifugal impellers for compressors have two types of blades: so-called "main" blades and "medium" blades. The optional intermediate blade lies between the main blades and differs from the main blade in that the intermediate blade is shorter in the axial direction, with the leading edge of the intermediate blade being disposed rearward with respect to the leading edge of the main blade. Provide the front part.

하나의 실시예에서, 임펠러는 메인 블레이드만을 구비하고 (즉, 중간 블레이드 없이), 메인 블레이드는 앞에서 언급한 형태의 단부 핀(fin)을 제공한다.In one embodiment, the impeller has only a main blade (ie no intermediate blade), and the main blade provides an end fin of the type mentioned above.

다른 실시예에서는, 임펠러는 메인 블레이드와 중간 블레이드를 구비한다. 그러한 조건에서, 메인 블레이드만이 상기 단부 핀을 갖는 블레이드이거나, 중간 블레이드만이 상기 단부 핀을 구비하는 블레이드이거나, 메인 블레이드 및 중간 블레이드 모두 상기 단부 핀을 제공할 수 있다.In another embodiment, the impeller has a main blade and an intermediate blade. In such conditions, only the main blade may be the blade with the end pin, or only the intermediate blade may be the blade with the end pin, or both the main blade and the intermediate blade may provide the end pin.

하나의 실시예에서, 임펠러의 블레이드의 트레일링 에지를 가로지르는 상기 방사상 단면에서, 상기 단부 핀은 가까운 상류에 위치하는 블레이드 부분과 상호작용하여, 155도 보다 같거나 크고 180도 보다 작은 둔각을 형성한다.In one embodiment, at the radial cross section across the trailing edge of the blade of the impeller, the end pin interacts with a blade portion located upstream close to form an obtuse angle that is greater than or equal to 155 degrees and less than 180 degrees. do.

하나의 실시예에서는, 임펠러의 메인 블레이드가 단부 핀을 제공할 때, 상기 단부 핀은, 메인 블레이드의 (곡선)바깥 테두리를 따라 측정하였을 때, 상기 바깥 테두리의 총 길이의 15% 보다 작고, 특히 2% 내지 10% 사이를 나타내는 길이에 걸쳐, 임펠러의 메인 블레이드의 트레일링 에지로부터 연장된다.In one embodiment, when the main blade of the impeller provides an end pin, the end pin is less than 15% of the total length of the outer edge, as measured along the (curved) outer edge of the main blade, in particular It extends from the trailing edge of the main blade of the impeller over a length representing between 2% and 10%.

하나의 실시예에서는, 임펠러의 중간 블레이드가 단부 핀을 제공할 때, 상기 단부 핀은, 중간 블레이드의 바깥 테두리를 따라 측정하였을 때, 상기 바깥 테두리의 총 길이의 15% 보다 작고, 특히 2% 내지 10% 사이를 나타내는 길이에 걸쳐, 임펠러의 중간 블레이드의 트레일링 에지로부터 연장된다.In one embodiment, when the intermediate blade of the impeller provides an end pin, the end pin is less than 15% of the total length of the outer edge, in particular from 2%, as measured along the outer edge of the intermediate blade. Over a length representing between 10%, it extends from the trailing edge of the intermediate blade of the impeller.

각도값과 핀의 길에 대하여 앞에서 설정한 범위는, 단독으로 또는 결합하여 임펠러의 성능을 더 향상시키기 위하여 작용한다.The ranges set previously for the angle value and the length of the pin act alone or in combination to further improve the performance of the impeller.

본 발명은 본 발명의 원심 임펠러를 포함하는 압축기에 적용될 수 있다. 원심식 압축기일 수도 있는데, 즉, 원심 임펠러와 결합된 적어도 하나의 압축 단계를 가지는 압축기, 또는 축류-원심 혼합형 압축기, 즉, 축류 임펠러와 결합된 하나 이상의 압축단계와 원심 임펠러와 결합된 하나 이상의 압축단계를 가지는 압축기가 될 수 있다.The invention can be applied to a compressor comprising the centrifugal impeller of the invention. It may also be a centrifugal compressor, ie a compressor having at least one compression stage combined with a centrifugal impeller, or an axial-centrifugal compressor, ie one or more compression stages combined with an axial impeller and one or more compression units combined with a centrifugal impeller. It can be a compressor having a stage.

또한 본 발명은 터보 머신에도 적용될 수 있고, 특히 본 발명의 압축기를 구비하는 헬리콥터 터빈 엔진에 적용될 수 있다.
The invention can also be applied to turbomachines and in particular to helicopter turbine engines having the compressors of the invention.

본 발명, 주어진 기하학적 규격과 수정된 유속에 대하여, 상기 언급한 형태의 임펠러의 성능(즉, 총 압력비와 등온효율)을 향상시킬 수 있는 압축기를 제공할 수 있다.
The present invention, for a given geometric specification and modified flow rate, can provide a compressor which can improve the performance (ie total pressure ratio and isothermal efficiency) of the impeller of the above-mentioned type.

도 1은 본 발명에 따른 원심 임펠러를 구비하는 압축기를 구비한 헬리콥터 터빈 엔진의 부분적인 축방향 단면을 개략적으로 나타내는 도면이다.(원심 임펠러와 엔진의 터빈은 단면이 아니라 측면도로 나타냄)
도 2는 엔진의 나머지 부분으로부터 분리된 도 1의 원심 임펠러를 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 3은 도 1의 원심 임펠러의 2 개의 블레이드의 부방 부분을 나타내는 부분 사시도를 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 4는, 블레이드의 트레일링 에지를 가로지르는 방사상 단면에서 단면으로 나타낸, 도 2에 표시된 IV-IV선을 따르는 도 3의 블레이드 중의 하나의 후방부분을 부분적으로 나타내는 개략도이다.1 is a schematic representation of a partial axial cross section of a helicopter turbine engine with a compressor with a centrifugal impeller in accordance with the present invention (centrifugal impeller and turbine of the engine are shown in side view, not in cross section).
2 is a schematic representation of the centrifugal impeller of FIG. 1 separated from the rest of the engine.
It is a figure which shows schematically a partial perspective view which shows the negative part of the two blades of the centrifugal impeller of FIG.
FIG. 4 is a schematic diagram partially showing a rear portion of one of the blades of FIG. 3 along the IV-IV line shown in FIG. 2, shown in cross section in a radial cross section across the trailing edge of the blade. FIG.

본 발명과 그 장점은 도면이나 설명에 한정되지 않고, 이하에서 자세하게 설명될 것이고, 보다 나은 이해를 위해 상세한 설명과 도면이 활용될 것이다. 첨부된 도면을 참고하여 상세한 설명이 이루어질 것이다.
The present invention and its advantages are not limited to the drawings or the description, but will be described in detail below, and the detailed description and the drawings will be utilized for better understanding. Detailed description will be made with reference to the accompanying drawings.

도 1에 보인, 예시적인 헬리콥터 터빈 엔진(10)은 단일의 압축 단계를 가지는 원심형 압축기(16)를 구비한다. 상기 압축기(16)는 본 발명에 따른 원심형 임펠러와, 임펠러(18)의 블레이드(24,25)의 외부를 둘러싸는 케이싱(15)를 구비한다.The exemplary helicopter turbine engine 10 shown in FIG. 1 has a centrifugal compressor 16 having a single compression stage. The compressor 16 has a centrifugal impeller according to the invention and a casing 15 surrounding the outside of the blades 24, 25 of the impeller 18.

상기 터빈 엔진(10)은 공기 입구(12)를 구비하여 공기가 이 입구(12)를 통해 압축기(16)에 도달한다. 회전축(A) 둘레로 임펠러(18)가 회전하면, 임펠러의 전방을 통해 공기를 빨아들이고, 임펠러(18)를 통과하는 유체의 축방향 속도는 점점 방사상 속도로 전환되고, 유체는 임펠러의 바깥 둘레를 통해 임펠러(18)를 떠나간다. 공기는, 도 1에서 화살표(F1)로 나타낸 바와 같이, 임펠러(18)의 회전축(A)에 실질적으로 평행한 방향으로 임펠러(18)로 진입하고, 화살표(F2)로 나타낸 바와 같이 상기 회전축(A)에 실질적으로 수직인 방향으로 임펠러(18)를 나간다.The turbine engine 10 has an air inlet 12 such that air reaches the compressor 16 through this inlet 12. As the impeller 18 rotates around the axis of rotation A, it sucks in air through the front of the impeller, and the axial velocity of the fluid passing through the impeller 18 is gradually converted to a radial velocity, and the fluid is the outer circumference of the impeller. Leave the impeller 18 through. Air enters the impeller 18 in a direction substantially parallel to the rotation axis A of the impeller 18, as indicated by arrow F1 in FIG. 1, and as shown by arrow F2. Exit the impeller 18 in a direction substantially perpendicular to A).

임펠러(18)를 나가는 공기는 연소실(20)에 도달하기 전에 디퓨저(19)를 통과한다. 연소실(20)을 나가는 연소 가스는 고압 터빈(22)과 저압 터빈(23)을 구동한다.Air exiting the impeller 18 passes through the diffuser 19 before reaching the combustion chamber 20. Combustion gas exiting the combustion chamber 20 drives the high pressure turbine 22 and the low pressure turbine 23.

임펠러(18)는 고압 터빈(22)에 의해 회전 구동되는 축(21)에 장착되어 있다.The impeller 18 is attached to the shaft 21 which is rotationally driven by the high pressure turbine 22.

도 2를 참조하면, 임펠러(18)는 작은 단면의 전방부와 큰 단면의 후방부를 제공한다. 임펠러(18)는 엠펠러의 전면(18A)으로부터 임펠러(18)의 뒤에 위치한 방사상 판(17)까지 축방향으로, 그리고 임펠러의 허브로부터 임펠러의 바깥 원주로 이어지는 다수의 메인 블레이드(24)를 구비한다. 각각의 메인 블레이드(24)는 임펠러(18)의 전단에 위치하는 리딩 에지(24A)와, 상기 방사상 판(17)의 직전에 임펠러(18)의 바깥 테두리 원주 부위에 위치하는 트레일링 에지(24F)를 제공한다.Referring to FIG. 2, the impeller 18 provides a front of a small cross section and a rear of a large cross section. The impeller 18 has a plurality of main blades 24 extending axially from the front 18A of the impeller to the radial plate 17 located behind the impeller 18 and from the hub of the impeller to the outer circumference of the impeller. do. Each main blade 24 has a leading edge 24A located at the front end of the impeller 18 and a trailing edge 24F located at the outer rim circumference of the impeller 18 immediately before the radial plate 17. ).

또한 임펠러(18)는 메인 블레이드(24)들 사이에 위치하고, 축방향으로 메인 블레이드(24) 보다 짧은 점에서 차이가 나는 중간 블레이드(25)를 구비하는데, 상기 중간 블레이드(25)의 리딩 에지(25A)는 상기 메인 블레이드(24)의 리딩 에지(24A)에 비해 후방에 놓여진다. 반면에, 중간 블레이드(25)의 트레일링 에지(25F)는 상기 메인 블레이드(24)의 트레일링 에지(24F)와 상기 축(A)으로부터 동일한 방사상 거리에 위치한다.The impeller 18 is also provided between the main blades 24 and has an intermediate blade 25 which differs in axial direction from a shorter point than the main blade 24, wherein the leading edge of the intermediate blade 25 ( 25A lies behind the leading edge 24A of the main blade 24. On the other hand, the trailing edge 25F of the intermediate blade 25 is located at the same radial distance from the trailing edge 24F of the main blade 24 and the axis A.

또 3은 임펠러(18)의 메인 블레이드(24)와 중간 블레이드(25)의 후방부를 자세히 보여주는 사시도이다.3 is a perspective view showing in detail the rear portion of the main blade 24 and the intermediate blade 25 of the impeller 18.

도 2의 IV-IV 면과 같이, 상기 블레이드들(24, 25)의 트레일링 에지(24F, 25F)를 가로지르는 방사상면(즉, 상기 축(A)에 수직인 평면)에서, 상기 블레이드들(24, 25)은 임펠러의 회전방향에 반대되는 방향으로 만곡되어 있고, 임펠러(18)의 회전방향은 도 3과 도 4에서 화살표 R로 표시되어 있다.As in the IV-IV plane of FIG. 2, in the radial plane across the trailing edges 24F, 25F of the blades 24, 25 (ie, in a plane perpendicular to the axis A), the blades. 24 and 25 are curved in the direction opposite to the rotation direction of an impeller, and the rotation direction of the impeller 18 is shown by the arrow R in FIG. 3 and FIG.

동일한 방사방향 단면에서, 상기 블레이드들(24, 25)의 트레일링 에지 부분은 임펠러의 회전방향으로 방향이 틀어지게 되어 있는데, 이들은 공기의 흐름을 ㅂ방사방향으로 바뀌게 하여 편향되게 하는 단부핀(26, 27)을 형성하도록 되어 있다.In the same radial cross section, the trailing edge portions of the blades 24, 25 are oriented in the direction of rotation of the impeller, which end pins 26 deflect the air flow in a direction of radiation. , 27).

동일한 상기 방사방향 단면에서, 상기 단부핀(26, 27)은 이들 단부핀(26, 27)으로부터 바로 상류에 위치하는 블레이드(24, 25)들 부분과 상호작용하여, 155도 이상이고 180도 보다 작은 둔각(T)를 형성하게 된다. 도 2의 방사상 단면 IV-IV 면에서 메인 블레이드(24)의 단면도인 도 4에 상기 둔각(T)가 나타나 있다.In the same radial cross section, the end pins 26, 27 interact with portions of the blades 24, 25 located immediately upstream from these end pins 26, 27, being at least 155 degrees and more than 180 degrees. It will form a small obtuse angle (T). The obtuse angle T is shown in FIG. 4, which is a cross-sectional view of the main blade 24 in the radial section IV-IV plane of FIG. 2.

위에서 설명한 실시예에서, 메인 블레이드(24)와 중간 블레이드(25)는 단부핀(26, 27)을 제공한다. 도시하지 않은 다른 실시예에서는, 메인 블레이드(24)와 중간 블레이드(25) 어느 한쪽에 상기 단부핀들을 구비한다.In the embodiment described above, the main blade 24 and the intermediate blade 25 provide end pins 26, 27. In another embodiment, not shown, the end pins are provided on either the main blade 24 or the intermediate blade 25.

하나의 실시예에서, 단부핀(26)이 상기 메인 블레이드(24)에 구비되었을 때, 상기 메인 블레이드(24)의 곡선 바깥 에지(24E)를 따라 잰 각 단부핀(26)의 곡선 수평좌표 상의 길이는 상기 바깥 에지(24E)의 총 길이의 15% 보다 크지 않게 한다. 예를 들어, 상기 단부핀의 길이는 상기 바깥 에지(24E)의 총 길이의 2% 내지 10% 정도로 한다.In one embodiment, when end pins 26 are provided on the main blades 24, on the curved horizontal coordinates of each end pin 26 measured along the curved outer edge 24E of the main blades 24. The length is no greater than 15% of the total length of the outer edge 24E. For example, the length of the end pin may be on the order of 2% to 10% of the total length of the outer edge 24E.

하나의 실시예에서, 단부핀(26)이 상기 중간 블레이드(25)에 구비되었을 때, 상기 중간 곡선 바깥 에지(25E)를 따라 잰 각 단부핀(27)의 곡선 수평좌표 상의 길이는 상기 바깥 에지(25E)의 총길이의 15% 보다 크지 않게 한다. 예를 들어, 상기 단부핀의 길이는 상기 바깥 에지(25E)의 총 길이의 2% 내지 10% 정도로 한다.
In one embodiment, when the end pin 26 is provided on the intermediate blade 25, the length on the curved horizontal coordinate of each end pin 27 measured along the middle curved outer edge 25E is the outer edge. Do not exceed 15% of the total length of (25E). For example, the length of the end pin may be on the order of 2% to 10% of the total length of the outer edge 25E.

10: 터빈 엔진 15: 케이싱
16: 압축기 18: 임펠러
24: 메인 블레이드 25: 중간 블레이드10 turbine turbine 15 casing
16: compressor 18: impeller
24: main blade 25: intermediate blade

Claims

A centrifugal impeller for compressors through which fluid can pass,
The impeller 18 has a rotating shaft A, a front portion consisting of a small cross section, and a rear portion consisting of a large cross section, and the impeller 18 has a leading edge 24A, 25A and a trailing edge 24F, 25F, respectively. Blades (24, 25) having a), the impeller (18) rotates to suck fluid through the front of the impeller, and the axial speed of the fluid passing through the impeller gradually changes to radial speed The fluid exits the impeller at the outer circumference of the impeller, ie at the trailing edges 24F and 25F of the blades 24 and 25, the blades 24 and 25 being trailing edges of the blades. In a centrifugal impeller for a compressor through which a fluid can pass, formed so as to be curved in a direction opposite to the direction of rotation of the impeller in a radial cross section across 24F and 25F,
In the radial section, end pins 26, 27 are formed, such that the flow of fluid is deflected and deflected in the radial direction so that the trailing edge portions of the blades 24, 25 are in the direction of rotation of the impeller. And the end pins 26, 27 are measured along the outer edges 24E, 25E of the blades 24, 25 from the trailing edges 24F, 25F of the blade, A centrifugal impeller for compressors, which fluid can pass through, characterized in that it extends over a length that is no greater than 15% of the total length of the outer edges 24E, 25E.

2. The radial cross section, wherein the end pins (26, 27) are configured to form an obtuse angle (T) of at least 155 degrees and less than 180 degrees with blades located immediately upstream of the end pins. Centrifugal impeller for compressor, characterized in that the fluid can pass through.

3. An impeller according to claim 1 or 2 comprising a main blade (24) and an optional intermediate blade (25) positioned axially shorter than the main blade between the main blades. 24) and / or the intermediate blades (25) are centrifugal impellers through which fluid with the end pins (26, 27) can pass.

4. The centrifugal impeller of claim 3 wherein the blades (24) allow the fluid providing the end pins (26) to pass therethrough.

The outer edge (26) according to claim 4, wherein the end pin (26) is measured from the trailing edge (24F) of the main blade (24) along the outer edge (24E) of the main blade (24). A centrifugal impeller for a compressor, through which fluid can pass, extending over a length of 2% to 10% of the total length of 24E).

6. The centrifugal impeller for compressor according to any one of claims 3 to 5, wherein the intermediate blades (25) are formed to provide the end pins (27).

According to claim 6, Along the outer edge 25E of the intermediate blade 25, the end pin 27 extends from the trailing edge 25F of the intermediate blade 25 to the outer edge of the intermediate blade. 25. A centrifugal impeller for a compressor, through which a fluid can pass, when measured along 25E), to extend over a length that is 2% to 10% of the total length of the outer edge 25E.

Compressor comprising a centrifugal impeller (18) according to any one of the preceding claims.

A turbomachine comprising a compressor made according to claim 8.