RU2003102223A - AXIAL TURBO COMPRESSOR - Google Patents

AXIAL TURBO COMPRESSOR

Info

Publication number
RU2003102223A
RU2003102223A RU2003102223/06A RU2003102223A RU2003102223A RU 2003102223 A RU2003102223 A RU 2003102223A RU 2003102223/06 A RU2003102223/06 A RU 2003102223/06A RU 2003102223 A RU2003102223 A RU 2003102223A RU 2003102223 A RU2003102223 A RU 2003102223A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
specified
annular groove
compressor according
gap
Prior art date
Application number
RU2003102223/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2295656C2 (en
Inventor
Антуан БРЮНЕ
Патрик Паски
Александр Рой
Original Assignee
Снекма Моторс
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from FR0200519A external-priority patent/FR2834758B1/en
Application filed by Снекма Моторс filed Critical Снекма Моторс
Publication of RU2003102223A publication Critical patent/RU2003102223A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2295656C2 publication Critical patent/RU2295656C2/en

Links

Claims (6)

1. Осевой компрессор турбомашины, оснащенный устройством (2) центростремительного отбора воздуха для охлаждения турбины, расположенным в проточной части (5) указанного компрессора, причем указанный компрессор содержит два венца рабочих лопаток (4, 7), которые выступают радиально наружу от периферии двух последовательно установленных дисков (3, 6), соединенных наружной обечайкой (9), снабженной отверстиями (14), и венец неподвижных спрямляющих лопаток (8), расположенный в проточной части (5) компрессора между указанными двумя венцами рабочих лопаток, при этом указанные отверстия служат в качестве входных отверстий для подачи воздуха в указанное устройство отбора и выходят в кольцевую канавку (12), предусмотренную под зазором (13), отделяющим внутренние полки (11) спрямляющих лопаток (8) от обода входного диска, и сообщающуюся с указанной проточной частью посредством указанного зазора, отличающийся тем, что кольцевая канавка (12) оснащена неподвижными направляющими средствами (20), придающими воздуху, циркулирующему в кольцевой канавке (12), турбулентное центростремительное движение в направлении вращения компрессора для снижения относительной скорости воздуха, входящего в отверстия (14), относительно указанных отверстий, приводимых во вращение.1. An axial compressor of a turbomachine, equipped with a centripetal air sampling device (2) for cooling the turbine, located in the flow part (5) of the specified compressor, the specified compressor containing two crowns of working blades (4, 7) that protrude radially outward from the periphery of the two in series mounted disks (3, 6) connected by an outer shell (9) provided with holes (14) and a crown of stationary straightening vanes (8) located in the flow part of the compressor (5) between the two shovels k, wherein said openings serve as inlet openings for supplying air to said extraction device and exit into an annular groove (12) provided under a gap (13) separating the inner flanges (11) of the straightening vanes (8) from the rim of the inlet disk, and communicating with the specified flowing part by means of the specified gap, characterized in that the annular groove (12) is equipped with fixed guiding means (20), giving air circulating in the annular groove (12), turbulent centripetal movement in the direction the rotation of the compressor to reduce the relative speed of the air entering the holes (14), relative to these holes, driven into rotation. 2. Компрессор по п.1, отличающийся тем, что указанные направляющие средства расположены по меньшей мере частично под внутренними полками (11) спрямляющих лопаток (8).2. The compressor according to claim 1, characterized in that said guide means are located at least partially under the inner shelves (11) of the straightening blades (8). 3. Компрессор по п.2, отличающийся тем, что указанные направляющие средства в кольцевой канавке содержат множество лопаточных профилей (21), равномерно распределенных вокруг оси (X) вращения указанного компрессора.3. The compressor according to claim 2, characterized in that said guide means in the annular groove comprise a plurality of blade profiles (21) uniformly distributed around the rotation axis (X) of said compressor. 4. Компрессор по п.3, отличающийся тем, что передние кромки (22) лопаточных профилей (21) по меньшей мере частично входят в указанный зазор (13).4. The compressor according to claim 3, characterized in that the leading edges (22) of the blade profiles (21) are at least partially included in the specified gap (13). 5. Компрессор по п.4, отличающийся тем, что угол (α) атаки профилей определен, как функция тангенциальной скорости и местной радиальной скорости воздуха, проходящего в зазоре.5. The compressor according to claim 4, characterized in that the angle of attack (α) of the profiles is defined as a function of the tangential velocity and local radial velocity of the air passing in the gap. 6. Компрессор по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что указанное устройство (2) отбора содержит каналы (15) отбора, выполненные во входном диске (3).6. A compressor according to any one of claims 1 to 5, characterized in that said selection device (2) comprises selection channels (15) made in the input disk (3).
RU2003102223/06A 2002-01-17 2003-01-17 Turbomachine axial-flow compressor RU2295656C2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0200519 2002-01-17
FR0200519A FR2834758B1 (en) 2002-01-17 2002-01-17 DEVICE FOR STRAIGHTENING THE SUPPLY AIR OF A CENTRIPETE SAMPLING IN A COMPRESSOR

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003102223A true RU2003102223A (en) 2004-08-10
RU2295656C2 RU2295656C2 (en) 2007-03-20

Family

ID=8871319

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003102223/06A RU2295656C2 (en) 2002-01-17 2003-01-17 Turbomachine axial-flow compressor

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6908278B2 (en)
EP (1) EP1329639B1 (en)
CA (1) CA2416157C (en)
DE (1) DE60319607T2 (en)
FR (1) FR2834758B1 (en)
RU (1) RU2295656C2 (en)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7686576B2 (en) * 2006-10-24 2010-03-30 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engines
US7661924B2 (en) * 2007-03-28 2010-02-16 General Electric Company Method and apparatus for assembling turbine engines
RU2451840C2 (en) * 2010-06-21 2012-05-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Compressor rotor of gas-turbine engine
DE102010063071A1 (en) * 2010-12-14 2012-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Cooling device for a jet engine
US20130177430A1 (en) * 2012-01-05 2013-07-11 General Electric Company System and method for reducing stress in a rotor
US9121413B2 (en) * 2012-03-22 2015-09-01 General Electric Company Variable length compressor rotor pumping vanes
US9091173B2 (en) * 2012-05-31 2015-07-28 United Technologies Corporation Turbine coolant supply system
US9039357B2 (en) * 2013-01-23 2015-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Seal assembly including grooves in a radially outwardly facing side of a platform in a gas turbine engine
CN109209980B (en) * 2017-06-30 2020-06-05 中国航发商用航空发动机有限责任公司 Guide plate for axial flow compressor
RU189794U1 (en) * 2017-08-29 2019-06-04 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") ROTOR COMPRESSOR GAS TURBINE ENGINE
RU2728550C1 (en) * 2019-09-05 2020-07-31 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Air bleeder in rotor of turbojet compressor
WO2022066471A1 (en) 2020-09-22 2022-03-31 General Electric Company Turbomachine and system for compressor operation
CN113006880B (en) * 2021-03-29 2022-02-22 南京航空航天大学 Cooling device for end wall of turbine blade

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2618433A (en) * 1948-06-23 1952-11-18 Curtiss Wright Corp Means for bleeding air from compressors
GB712051A (en) * 1951-10-10 1954-07-14 Rolls Royce Improvements in or relating to axial-flow fluid machines
US3085400A (en) * 1959-03-23 1963-04-16 Gen Electric Cooling fluid impeller for elastic fluid turbines
FR2609500B1 (en) 1987-01-14 1991-04-12 Snecma TURBOMACHINE COMPRESSOR DISC WITH CENTRIPTIC ACCELERATOR FOR SUCTION OF TURBINE COOLING AIR
FR2614654B1 (en) 1987-04-29 1992-02-21 Snecma TURBOMACHINE AXIAL COMPRESSOR DISC WITH CENTRIPTED AIR TAKE-OFF
US5475313A (en) 1994-09-20 1995-12-12 Dykes; Wallace E. Primary charge roller evaluator

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111441828B (en) Engine turbine disc cavity structure with prewhirl nozzle and flow guide disc
JP2656576B2 (en) Axial gas turbine
JP5019721B2 (en) Method and apparatus for assembling a gas turbine engine
US4334821A (en) Regenerative rotodynamic machines
RU2003102223A (en) AXIAL TURBO COMPRESSOR
GB712051A (en) Improvements in or relating to axial-flow fluid machines
SE465227B (en) FLUID SEALING ARRANGEMENTS FOR A TURBOMA MACHINE AND WERE PREVENTED TO PREVENT FLUID WORK FLUID TO AVOID FROM THE FLOW RANGE
RU2005108350A (en) RECIRCULAR DEVICE FOR TURBOCHARGERS
JPH04224234A (en) Axial flow type gas turbine
JP2017082784A (en) Compressor incorporating splitters
JPH0788840B2 (en) Ventilator for compressor rotor of gas turbine power plant
RU2295656C2 (en) Turbomachine axial-flow compressor
JPS58167802A (en) Axial-flow steam turbine
US4231704A (en) Cooling fluid bleed for axis of turbine rotor
GB2075123A (en) Turbine cooling air deswirler
GB1301002A (en) Improvements relating to fluid-flow machines
US3984193A (en) Radial-flow turbomachine
EP0097608B1 (en) Turbine wheel having buckets or blades machined into the outer circumference of the wheel
US9057275B2 (en) Nozzle diaphragm inducer
GB2395756A (en) Cooled gas turbine shroud
RU2592095C2 (en) Method and cooling system for cooling blades of at least one blade rim in rotary machine
US6217280B1 (en) Turbine inter-disk cavity cooling air compressor
GB1156093A (en) Improvements in Fans for Moving Working Fluid Through a Duct.
JP3034519B1 (en) Gas turbine with improved cooling structure of turbine rotor
RU181041U1 (en) POWER TURBINE WITH TWO-STAGE ROTOR