RU1275994C

RU1275994C - Axial-flow compressor stage

Info

Publication number: RU1275994C
Authority: RU
Inventors: А.И. Тункин
Original assignee: Акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1984-03-21
Filing date: 1984-03-21
Publication date: 1994-04-30

Abstract

FIELD: aircraft engines. SUBSTANCE: slots 6 are arranged in stator ring 5 which limits circular space 4 of axial-flow compressor. Slots 6 are arranged both above inlet and outlet parts of guide vanes 1. Guide vanes are tilted relative to stage axis and are arranged over one third of which of working blades 2. Air gets through slots 6 of stator ring 5 into closed circular space 4. Easily wearing covering over rear part of working blades 2 decreases overflow of air through radial clearance. EFFECT: increased compressor efficiency and range of stable operation owing to elimination of nonuniformity of inlet air pressure. 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к конструкции ступени осевого компрессора высокого давления. The invention relates to aircraft engine construction, in particular to the design of a stage of an axial high-pressure compressor.

Целью изобретения является повышение КПД компрессора и расширение диапазона устойчивой работы путем устранения неравномерности давления воздуха на входе в рабочее колесо. The aim of the invention is to increase the efficiency of the compressor and expand the range of stable operation by eliminating the unevenness of the air pressure at the entrance to the impeller.

На фиг. 1 изображена ступень, продольное сечение; на фиг. 2 - вид А на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б на фиг. 1. In FIG. 1 shows a step, a longitudinal section; in FIG. 2 is a view A in FIG. 1; in FIG. 3 is a section BB in FIG. 1.

Ступень осевого компрессора содержит направляющие и рабочие лопатки 1, 2, последовательно размещенные с осевым зазором δ в корпусе 3, имеющем кольцевую полость 4, ограниченную со стороны проточной части ступени статорным кольцом 5, снабженным щелями 6, ориентированными в окружном направлении по вращению рабочих лопаток 2, расположенными над входной частью последних и в зоне осевого зазора δ и сообщающими кольцевую полость 4 с проточной частью. Щели 6 расположены и над выходной частью направляющих лопаток 1, наклонены к продольной оси ступени и над рабочими лопатками 2 размещены на 1/3 их ширины, а статорное кольцо 5 снабжено легкоистирающимся покрытием 7, расположенным над остальной частью рабочих лопаток 2. The stage of the axial compressor contains guides and rotor blades 1, 2, sequentially placed with an axial clearance δ in the housing 3, having an annular cavity 4 bounded on the side of the duct part of the stage by a stator ring 5 provided with slots 6 oriented in the circumferential direction along the rotation of the rotor blades 2 located above the input part of the latter and in the zone of axial clearance δ and communicating the annular cavity 4 with the flow part. Slots 6 are located above the output part of the guide vanes 1, are inclined to the longitudinal axis of the stage and above the working blades 2 are placed 1/3 of their width, and the stator ring 5 is equipped with an easily abrasive coating 7 located above the rest of the working blades 2.

При работе двигателя неравномерности давления воздуха по окружности на входе в рабочие лопатки 2 устраняются перетеканием воздуха через щели 6 статорного кольца 5 в замкнутую кольцевую полость 4, чем обеспечивается равномерность давления воздуха на оставшейся части хорды лопаток 2. Перетеканием воздуха через щели 6 устраняются срывные явления на периферии рабочих лопаток 2, а легкоистирающееся покрытие 7 над задней частью лопаток 2 уменьшает перетечки воздуха через радиальный зазор. (56) Авторское свидетельство СССР N 757774, кл. F 04 D 27/02, 1978. When the engine is running, air pressure irregularities around the circumference at the entrance to the rotor blades 2 are eliminated by the flow of air through the slots 6 of the stator ring 5 into the closed annular cavity 4, which ensures uniformity of air pressure on the remaining part of the chord of the blades 2. The flow of air through the cracks 6 eliminates stall phenomena on the periphery of the working blades 2, and the abrasive coating 7 above the rear of the blades 2 reduces air overflow through the radial clearance. (56) Copyright certificate of the USSR N 757774, cl. F 04 D 27/02, 1978.

Авторское свидетельство СССР N 1129420, кл. F 04 D 27/02, 1983. USSR author's certificate N 1129420, cl. F 04 D 27/02, 1983.

Claims

AXIAL COMPRESSOR STAGE, comprising guiding and working blades sequentially placed with an axial clearance in a housing having an annular cavity bounded on the side of the flowing part of the stage by a stator ring provided with slots oriented in the circumferential direction along the rotation of the working blades located above the input part of the last and in the axial clearance zone and communicating the annular cavity with the flowing part, characterized in that, in order to increase the efficiency and expand the range of stable operation, the slots are located above the output part of the guide vanes are inclined to the longitudinal axis of the stage and are placed 1/3 of their width above the working blades, and the stator ring is equipped with an easily abrasive coating located above the rest of the working blades.