RU2192564C2 - Turbomachine overrotor device - Google Patents

Turbomachine overrotor device Download PDF

Info

Publication number
RU2192564C2
RU2192564C2 RU2000112275/06A RU2000112275A RU2192564C2 RU 2192564 C2 RU2192564 C2 RU 2192564C2 RU 2000112275/06 A RU2000112275/06 A RU 2000112275/06A RU 2000112275 A RU2000112275 A RU 2000112275A RU 2192564 C2 RU2192564 C2 RU 2192564C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor blades
edges
flow
duct
slots
Prior art date
Application number
RU2000112275/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2000112275A (en
Inventor
А.А. Иноземцев
В.В. Анненков
Е.Т. Гузачев
В.Н. Климов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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
Application filed by Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2000112275/06A priority Critical patent/RU2192564C2/en
Publication of RU2000112275A publication Critical patent/RU2000112275A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2192564C2 publication Critical patent/RU2192564C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips

Abstract

FIELD: axial flow turbomachines. SUBSTANCE: invention relates to overrotor devices with recirculating flow of medium in stages of axial flow turbomachines. Proposed device has ring duct wall with space outside duct and rotor blades rim. Radial clearance is formed between peripheral end faces of blades and duct wall. Duct wall is provided with rows of holes communicating duct with space outside duct, holes being located above and below leading edges of rotor blades in direction of flow. Holes in duct wall located above leading edges of rotor blades in direction of flow are made in form of rows of slots orientated circumferentially in direction of rotation of rotor blades. Holes in duct wall located below leading edges or rotor blades are made in form of slots orientated in direction of flow in inter-blade channels of rotor blades. Edges of each row of slots of duct wall orientated circumferentially are arranged in space of duct below in direction of flow than edges of each corresponding row of slots orientated circumferentially in space outside duct and at a smaller radial distance from axis of rotation of rotor blade rim than distance from axis of rotation to peripheral end faces of rotor blades. In duct wall of each slot orientated in direction of flow in inter-blade channels of rotor blades, edges in space of duct in circumferential direction as to rotation of rotor blades are located higher in flow than edges of each corresponding slot in space outside duct. EFFECT: enlarged range of stable operation, increased efficiency, reduced compressor noise level. 4 dwg

Description

Изобретение относится к надроторным устройствам с рециркулирующим потоком текучей среды в ступенях осевых турбомашин, преимущественно для энергоустановок и газоперекачивающих станций. The invention relates to nadrotorny devices with a recirculating fluid flow in the stages of axial turbomachines, mainly for power plants and gas pumping stations.

Известна ступень осевого компрессора, содержащая направляющие и рабочие лопатки, последовательно размещенные с осевым зазором в корпусе, имеющем кольцевую замкнутую полость, ограниченную со стороны проточной части ступени статорным кольцом с щелями, расположенными наклонно к радиусу корпуса по направлению вращения рабочих лопаток и сообщающими кольцевую полость с проточной частью. Каждая щель имеет форму дуги с закругленными краями, а в плоскости, перпендикулярной радиусу статорного кольца, углы, образованные продольной осью ступени осевого компрессора и касательными к средней линии щели, в точках пересечения линии с диаметральными сечениями кольца на противоположных концах щели соответственно равны углам установки лопаток предыдущего направляющего аппарата и рабочих лопаток [1]. Known stage axial compressor containing guides and rotor blades, sequentially placed with an axial clearance in the housing having an annular closed cavity bounded on the side of the duct part of the stage by a stator ring with slots located obliquely to the radius of the housing in the direction of rotation of the rotor blades and communicating the annular cavity with flow part. Each slot has the shape of an arc with rounded edges, and in the plane perpendicular to the radius of the stator ring, the angles formed by the longitudinal axis of the axial compressor stage and tangent to the midline of the gap at the points of intersection of the line with the diametrical sections of the ring at opposite ends of the gap are respectively equal to the angles of the blades previous guide vane and rotor blades [1].

Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей увеличения КПД и расширения диапазона устойчивой работы при снижении потерь полного давления и сохранения расхода воздуха. Использование известной конструкции для первых по потоку роторных ступеней осевой турбомашины, т. е. без предыдущих направляющих аппаратов, увеличивает потери давления в межлопаточных каналах роторной ступени и в полости вне тракта. Это объясняется несовпадением конфигурации щелей к траекториям движения воздушного потока и к линиям равного статического давления, повышенной турбулизацией воздушного потока, увеличением сопротивления рециркулирующих течений во внетрактовой полости и течений потока в межлопаточных каналах. A disadvantage of the known design is the incomplete use of the possibilities of increasing efficiency and expanding the range of stable operation while reducing the loss of full pressure and maintaining air flow. The use of a known design for the first rotary stages of an axial turbomachine, i.e., without previous guide vanes, increases pressure losses in the interscapular channels of the rotor stage and in the cavity outside the tract. This is explained by the mismatch of the configuration of the slots to the trajectories of the air flow and to the lines of equal static pressure, increased turbulization of the air flow, an increase in the resistance of the recirculating flows in the off-track cavity and the flow flows in the interscapular channels.

Известна перепускная часть кожуха осевого газотурбинного двигателя, обеспечивающая улучшенную работу роторных лопаток компрессора, содержащая кольцевую трактовую стенку с полостью вне тракта и роторный лопаточный венец, между верхними торцевыми частями роторных лопаток которого и трактовой стенкой имеется радиальный зазор, а в трактовой стенке выполнены ряды отверстий, сообщающие проточный тракт с полостью вне тракта и расположенные выше и ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток [2]. The bypass part of the casing of an axial gas turbine engine is known, which provides improved operation of compressor rotor blades, comprising an annular path wall with a cavity outside the path and a rotor blade rim, with a radial clearance between the upper end parts of the rotor blades and the path wall and rows of holes are made in the path wall, communicating the flow path with a cavity outside the path and located upstream and downstream of the inlet edges of the rotor blades [2].

Недостатком известной конструкции является то, что внутренняя поверхность трактовой стенки, полости вне тракта и пластины в полости вне тракта образуют конфузорное по потоку сечение, что уменьшает перепад рециркулирующего течения, повышает потери давления за счет повышенной турбулизации потока и увеличения сопротивления во внетрактовой полости. Недостатком конструкции также является неполное использование возможностей снижения уровня шума и настройки тональности (спектра) шума от первой по потоку роторной ступени компрессора. A disadvantage of the known design is that the inner surface of the path wall, the cavity outside the path, and the plates in the cavity outside the path form a cross-sectional section, which reduces the drop in the recirculating flow, increases pressure losses due to increased turbulization of the flow and increased resistance in the off-line cavity. The design drawback is also the incomplete use of the possibilities of reducing the noise level and adjusting the tonality (spectrum) of noise from the first compressor rotor stage downstream.

Известно устройство для активного перепуска текучей среды по каналу кожуха вблизи вентиляторных лопастей. В известной конструкции в неподвижном кожухе выполнен снабженный статорными лопатками канал. При определенных рабочих режимах двигателя или самолета регулируют или блокируют рециркулирующий в канале поток. В другом варианте для уменьшения или предотвращения создаваемых роторными лопастями срывных волн используют устройство (анероидный клапан), которое управляет течением во внетрактовой полости [3]. A device is known for actively transferring fluid through a casing channel near fan blades. In a known construction, a channel provided with stator blades is made in a fixed casing. Under certain operating conditions of the engine or aircraft, the flow recirculating in the channel is controlled or blocked. In another embodiment, to reduce or prevent shear waves created by the rotor blades, a device (aneroid valve) is used that controls the flow in the extra-cavity cavity [3].

Недостатком известной конструкции является высокая стоимость и сложность изготовления кожуха со статорными лопатками в его стенках, а также уменьшение перепада давлений рециркулирующего течения вследствие меньшего расстояния между входом и выходом каналов над периферией торцовой части лопасти. Это повышает потери давления, требует повышенного уровня шумоизоляции входного тракта, особенно для наземных турбомашин. A disadvantage of the known design is the high cost and complexity of manufacturing a casing with stator blades in its walls, as well as a decrease in the pressure drop of the recirculating flow due to the shorter distance between the inlet and outlet of the channels above the periphery of the end part of the blade. This increases the pressure loss, requires a higher level of noise isolation of the inlet tract, especially for ground turbomachines.

Наиболее близкой к заявляемой является конструкция надроторного устройства турбомашины, содержащая кольцевую трактовую стенку с полостью вне тракта и роторный лопаточный венец, между периферийными торцами лопаток которого и трактовой стенкой имеется радиальный зазор, а в трактовой стенке выполнены ряды отверстий, сообщающие проточный тракт с полостью вне тракта и расположенные выше и ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток. Трактовая стенка выполнена перфорированной отверстиями малого диаметра и толщиной, пропорциональной диаметру отверстия, а оси отверстий направлены внутрь газовоздушного тракта в сторону передних кромок лопаточного венца под рассчитанным углом к образующей трактовой стенки в диаметральной плоскости и в окружном направлении [4]. Closest to the claimed is the design of the rotor device of the turbomachine, containing an annular path wall with a cavity outside the path and a rotor blade wreath, between the peripheral ends of the blades of which and the path wall there is a radial clearance, and in the path wall there are rows of holes communicating the flow path with the cavity outside the path and located upstream and downstream of the inlet edges of the rotor blades. The path wall is made of perforated holes of small diameter and a thickness proportional to the diameter of the hole, and the axis of the holes is directed inside the gas-air duct towards the front edges of the blade crown at a calculated angle to the generatrix of the path wall in the diametrical plane and in the circumferential direction [4].

Недостатком известной конструкции является узкий диапазон устойчивой работы, снижение КПД ступени компрессора и повышенный уровень шума при ее использовании в качестве первой по потоку диагональной ступени компрессора низкого давления без входных направляющих аппаратов преимущественно для наземных турбомашин. Наличие перфорированных рядов отверстий в трактовой стенке, расположенных выше и ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток, оказывает повышенное сопротивление рециркулирующему потоку текучей среды во внетрактовую полость, что приводит к повышенной турбулизации вращающихся вихрей над торцами роторных лопаток, уменьшая расход воздуха через компрессор и способствуя помпажу. Недостатком известной конструкции являются также высокие потери давления в межлопаточных каналах роторных лопаток вследствие малого времени сообщения тракта с внетрактовой полостью перфорированными отверстиями, а также сложность расширения диапазона устойчивой работы и снижения уровня шума. A disadvantage of the known design is a narrow range of stable operation, lower efficiency of the compressor stage and an increased noise level when it is used as the first diagonal stage of the low pressure compressor without input guide vanes mainly for ground turbomachines. The presence of perforated rows of holes in the path wall located upstream and downstream from the inlet edges of the rotor blades provides increased resistance to the recirculating fluid flow into the off-line cavity, which leads to increased turbulence of the rotating vortices over the ends of the rotor blades, reducing air flow through the compressor and contributing to I'll make it up A disadvantage of the known design is also the high pressure loss in the interscapular channels of the rotor blades due to the short communication time of the tract with an extra-path cavity with perforated holes, as well as the difficulty of expanding the range of stable operation and reducing noise.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в расширении диапазона устойчивой работы, в повышении КПД и в уменьшении уровня компрессорного шума осевой турбомашины за счет снижения потерь давления рециркулирующего потока текучей среды и образования резонаторной полости вне тракта, которая поглощает звуковые колебания, возникающие при вращении роторной ступени. The technical problem to be solved by the claimed invention is aimed at expanding the range of stable operation, increasing efficiency and decreasing the compressor noise level of the axial turbomachine by reducing the pressure loss of the recirculating fluid flow and the formation of a resonator cavity outside the path that absorbs sound vibrations arising when rotating the rotor stage.

Сущность технического решения заключается в том, что в надроторном устройстве турбомашины, содержащем кольцевую трактовую стенку с полостью вне тракта и роторный лопаточный венец, между периферийными торцами лопаток которого и трактовой стенкой имеется радиальный зазор, а в трактовой стенке выполнены ряды отверстий, сообщающие проточный тракт с полостью вне тракта и расположенные выше и ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток, согласно изобретению отверстия в трактовой стенке, расположенные выше по потоку от входных кромок роторных лопаток, выполнены в виде рядов щелей, ориентированных в окружном направлении по вращению роторных лопаток, а отверстия в трактовой стенке, расположенные ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток, выполнены в виде щелей, ориентированных по потоку в межлопаточных каналах роторных лопаток, при этом кромки каждого ряда щелей трактовой стенки, ориентированные в окружном направлении, размещены в полости тракта ниже по потоку, чем кромки каждого из соответствующих рядов щелей, ориентированные в окружном направлении в полости вне тракта, и на меньшем радиальном расстоянии от оси вращения роторного лопаточного венца, чем расстояние от оси вращения до периферийных торцев роторных лопаток, а в трактовой стенке, в каждой щели, ориентированной по потоку в межлопаточных каналах роторных лопаток, кромки в полости тракта, в окружном направлении по вращению роторных лопаток расположены выше по потоку, чем кромки каждой соответствующей щели в полости вне тракта. The essence of the technical solution lies in the fact that in the rotor device of the turbomachine containing an annular tract wall with a cavity outside the tract and a rotor blade wreath, there is a radial clearance between the peripheral ends of the blades of the blades and the path wall, and rows of holes are made in the tract wall that communicate with the flow path cavity outside the path and located upstream and downstream from the input edges of the rotor blades, according to the invention, openings in the path wall located upstream of the input edges p otor blades are made in the form of rows of slots oriented in the circumferential direction along the rotation of the rotor blades, and the holes in the path wall located downstream of the inlet edges of the rotor blades are made in the form of slots oriented downstream in the interscapular channels of the rotor blades, the edges of each row of slits of the path wall, oriented in the circumferential direction, are located in the cavity of the path downstream than the edges of each of the corresponding rows of slits, oriented in the circumferential direction in the cavity in not the path, and at a smaller radial distance from the axis of rotation of the rotor blade of the rim than the distance from the axis of rotation to the peripheral ends of the rotor blades, and in the path wall, in each slot, oriented along the flow in the interscapular channels of the rotor blades, the edges in the cavity of the tract, the circumferential direction of rotation of the rotor blades are located upstream than the edges of each corresponding gap in the cavity outside the path.

Выполнение отверстий в трактовой стенке, расположенных выше по потоку от входных кромок роторных лопаток, в виде рядов щелей, ориентированных в окружном направлении по вращению роторных лопаток, уменьшает мгновенные значения пульсаций давления и амплитуд импульсов рециркулирующего потока текучей среды, вдуваемого в тракт перед входными кромками роторных лопаток. Это снижает потери давления, устраняет неравномерности давления на входе в роторную ступень, расширяет диапазон устойчивой работы динамических компрессоров (низкого и высокого давлений), а также снижает уровень шума от роторной ступени. The holes in the path wall located upstream of the input edges of the rotor blades, in the form of rows of slots oriented in the circumferential direction along the rotation of the rotor blades, reduce the instantaneous values of pressure pulsations and pulse amplitudes of the recirculated fluid flow injected into the tract in front of the input edges of the rotor blades shoulder blades. This reduces pressure losses, eliminates pressure unevenness at the inlet to the rotor stage, expands the range of stable operation of dynamic compressors (low and high pressures), and also reduces the noise level from the rotor stage.

Выполнение отверстий в трактовой стенке, расположенных ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток в виде щелей, ориентированных по потоку в межлопаточных каналах роторных лопаток, т.е. под углами, равными мгновенной абсолютной скорости в каждом межлопаточном канале, позволяет производить отбор вращающихся вихрей вдоль линий равных уровней статического давления в межлопаточных каналах над периферийной частью роторной ступени. Это уменьшает сопротивление рециркулирующему потоку текучей среды на входе во внетрактовую полость, уменьшает турбулизацию вращающихся вихрей над периферийными торцами роторных лопаток, снижает потери давления в межлопаточных каналах роторных лопаток. Кроме того, такое выполнение щелей увеличивает время сообщения посредством щелей трактовой и внетрактовой полостей, которые периодически закрываются и открываются роторными лопатками, и позволяет синхронизировать волновое перемещение сжатого воздуха в поперечном сечении тракта из зон межлопаточных каналов, расположенных ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток, через полость вне тракта и далее на вход роторной ступени. The holes in the path wall located downstream of the input edges of the rotor blades in the form of slots oriented downstream in the interscapular channels of the rotor blades, i.e. at angles equal to the instantaneous absolute speed in each interscapular channel, it allows selection of rotating vortices along lines of equal levels of static pressure in the interscapular channels above the peripheral part of the rotor stage. This reduces the resistance to the recirculating fluid flow at the entrance to the extra-cavity, reduces the turbulization of the rotating vortices above the peripheral ends of the rotor blades, and reduces the pressure loss in the interscapular channels of the rotor blades. In addition, this embodiment of the slots increases the communication time through the slots of the path and extra-path cavities, which are periodically closed and opened by the rotor blades, and allows you to synchronize the wave movement of compressed air in the cross section of the tract from the zones of the interscapular channels located downstream of the input edges of the rotor blades, through the cavity outside the tract and further to the entrance of the rotor stage.

Выполнение кромок каждого ряда щелей трактовой стенки, ориентированных в окружном направлении по вращению роторных лопаток, в полости тракта ниже по потоку, чем кромок каждого из соответствующих рядов щелей, ориентированных в окружном направлении в полости вне тракта, а также на меньшем радиальном расстоянии от оси вращения роторного лопаточного венца, чем расстояние от оси вращения до периферийных торцев роторных лопаток, обеспечивает безотрывное течение потока воздуха вдоль трактовой стенки перед периферийной частью входных кромок роторных лопаток. Это снижает потери давления за счет синхронизации волнового перемещения сжатого роторными лопатками воздуха в поперечном сечении тракта по отношению к скорости волн, зависящей от частоты вращающегося срыва над первой по потоку ступенью роторных лопаток. Кроме того, потери давления снижаются за счет увеличения перепада давлений рециркулирующего во внетрактовой полости потока воздуха. Перепад давлений увеличивается за счет диффузорности контура, образованного трактовой стенкой, что дополнительно снижает уровень шума от первой по потоку ступени роторных лопаток. The execution of the edges of each row of slits of the path wall, oriented in the circumferential direction along the rotation of the rotor blades, in the cavity of the tract is lower in flow than the edges of each of the corresponding rows of slits oriented in the circumferential direction in the cavity outside the path, as well as at a smaller radial distance from the axis of rotation rotor blade rim than the distance from the axis of rotation to the peripheral ends of the rotor blades, provides a continuous flow of air flow along the path wall in front of the peripheral part of the input edges rotor blades. This reduces pressure losses due to the synchronization of the wave movement of compressed air by the rotor blades in the cross section of the tract with respect to the wave velocity, which depends on the frequency of the rotating stall above the first stage of the rotor blades. In addition, pressure losses are reduced by increasing the pressure drop of the air stream recirculating in the off-line cavity. The pressure differential increases due to the diffuser circuit formed by the path wall, which further reduces the noise level from the first stage of the rotor blades stream.

Выполнение в трактовой стенке кромок каждой щели, ориентированной по потоку в межлопаточных каналах роторных лопаток, расположенными выше по потоку, чем кромок каждой соответствующей щели в полости вне тракта, уменьшает сопротивление при прохождении воздушного потока с вращающимися вихрями над роторными лопатками через щели. The execution in the path wall of the edges of each gap, oriented downstream in the interscapular channels of the rotor blades, located upstream than the edges of each corresponding gap in the cavity outside the path, reduces the resistance when air flows with rotating vortices above the rotor blades through the cracks.

На фиг.1 изображено надроторное устройство турбомашины. Figure 1 shows the rotor device of the turbomachine.

На фиг.2 - элемент I на фиг.1. Figure 2 - element I in figure 1.

На фиг.3 - вид А на фиг.2. Figure 3 is a view A in figure 2.

На фиг.4 - разрез Б-Б на фиг.3. Figure 4 is a section bB in figure 3.

Надроторное устройство турбомашины содержит кольцевую трактовую стенку 1 с полостью вне тракта 2 и роторный лопаточный венец 3, между периферийными торцами 4 лопаток 5 которого и трактовой стенкой 1 имеется радиальный зазор d. В трактовой стенке 1 выполнены ряды отверстий 6 и 7 (см. фиг.3), сообщающие проточный тракт 8 с полостью вне тракта 2 и расположенные выше и ниже по потоку 9 от входных кромок 10 роторных лопаток 5 (см. фиг.2). Полость вне тракта 2 образована корпусом 11 компрессора низкого давления и кольцевой трактовой стенкой 1. Отверстия 6 в трактовой стенке 1, расположенные выше по потоку 9 от входных кромок 10 роторных лопаток 5, выполнены в виде рядов щелей 12, 13, 14, 15, ориентированных в окружном направлении 16 по вращению роторных лопаток 5. Отверстия 7 в трактовой стенке 1, расположенные ниже по потоку 9 от входных кромок 10 роторных лопаток 5, выполнены в виде щелей 17, ориентированных по потоку 18 в межлопаточных каналах роторных лопаток 5. Кромки 19 каждого ряда 12, 13, 14 или 15 щелей трактовой стенки 1, ориентированные в окружном направлении 16, размещены в полости тракта 8 ниже по потоку 9, чем кромки 20 каждого из соответствующих рядов 12, 13, 14 или 15 щелей, ориентированные в окружном направлении 16 в полости вне тракта 2, и на меньшем радиальном расстоянии r от оси вращения 21 роторного лопаточного венца 3, чем расстояние R от оси вращения 21 до периферийных торцев 4 роторных лопаток 5 (см. фиг.2, 3). В трактовой стенке 1, в каждой щели 17, ориентированной по потоку 18 в межлопаточных каналах роторных лопаток 5, кромки 22 в полости тракта 8 в окружном направлении 16 по вращению роторных лопаток 5 расположены выше по потоку 23 (окружная составляющая потока 16), чем кромки 24 каждой соответствующей щели 17 в полости вне тракта 2 (см. фиг. 4). Кроме того, поз. 25 - направление потока воздуха на входе в полость вне тракта 2, а поз. 26 - направление потока воздуха из полости вне тракта 2 на вход роторных лопаток 5. The turbomachine’s rotor device contains an annular path wall 1 with a cavity outside the path 2 and a rotor blade rim 3, between the peripheral ends 4 of the blades 5 of which and the path wall 1 there is a radial clearance d. In the path wall 1, rows of holes 6 and 7 are made (see FIG. 3), communicating the flow path 8 with a cavity outside the path 2 and located upstream and downstream 9 from the inlet edges 10 of the rotor blades 5 (see FIG. 2). The cavity outside the path 2 is formed by the housing 11 of the low-pressure compressor and the annular path wall 1. The holes 6 in the path wall 1, located upstream 9 from the input edges 10 of the rotor blades 5, are made in the form of rows of slots 12, 13, 14, 15, oriented in the circumferential direction 16 along the rotation of the rotor blades 5. The holes 7 in the path wall 1, located downstream of 9 from the input edges 10 of the rotor blades 5, are made in the form of slots 17 oriented along the stream 18 in the interscapular channels of the rotor blades 5. Edges 19 of each rows 12, 13, 14 silt and 15 slots of the path wall 1, oriented in the circumferential direction 16, are placed in the cavity of the path 8 downstream 9 than the edges 20 of each of the respective rows 12, 13, 14 or 15 of the slots oriented in the circumferential direction 16 in the cavity outside of the path 2, and at a smaller radial distance r from the axis of rotation 21 of the rotor blade 3, than the distance R from the axis of rotation 21 to the peripheral ends 4 of the rotor blades 5 (see figure 2, 3). In the path wall 1, in each slit 17, oriented in the flow 18 in the interscapular channels of the rotor blades 5, the edges 22 in the cavity of the tract 8 in the circumferential direction 16 are located upstream of the rotor blades 5 (the circumferential component of the stream 16) than the edges 24 of each corresponding slit 17 in the cavity outside the tract 2 (see Fig. 4). In addition, pos. 25 - the direction of air flow at the entrance to the cavity outside the path 2, and pos. 26 - direction of air flow from the cavity outside the path 2 to the input of the rotor blades 5.

Работает устройство следующим образом. Пульсации давления в проточном тракте 8 вниз по потоку 9 от роторных лопаток 5 имеют вид сложных колебаний, спектр частот которых состоит из сплошной части и отдельных составляющих в виде лопаточной частоты, модулированной частотой вращающегося срыва. Вращающийся вихрь над периферийными кромками 4 роторных лопаток 5 отбирается в направлении поз. 25 за счет перепада давлений через ряд щелей 17, ориентированных по потоку 18 в межлопаточных каналах между лопатками 5 роторной ступени 3, т.е. в абсолютном движении. Наклонные щели 17 за счет острых кромок 22 на одной из боковых сторон снижают сопротивление вращающимся вихрям над торцами 4 роторных лопаток, уменьшают турбулизацию воздушного потока и увеличивают пропускную способность щелей. Во внетрактовой полости 2 происходит демпфирование вращающихся вихрей и вдувание рециркулирующего потока воздуха по стрелке 26 в поток воздуха 9 перед входными кромками 10 роторных лопаток 5. Полость вне тракта 2 является камерой Гельмгольца, резонансно настраиваемой на частоту вращающегося срыва над периферийными торцами 4 роторных лопаток 5 при помощи определенного соотношения проходных площадей и числа рядов 12, 13, 14 и 15 щелей, ориентированных в окружном направлении 16 по вращению роторных лопаток 5, и щелей 17, ориентированных по потоку 18 в межлопаточных каналах роторных лопаток 5, а также за счет диффузорности кольцевой трактовой стенки 1. При этом "запирания", т.е. уменьшения расхода воздуха, предшествующего помпажу, не происходит, потери давления рециркулирующего потока не превышают величины потерь без срывных явлений над торцами 4 роторных лопаток 5, повышается КПД и снижается уровень шума роторной ступени осевой турбомашины. The device operates as follows. Pressure pulsations in the flow path 8 downstream of 9 from the rotor blades 5 take the form of complex vibrations, the frequency spectrum of which consists of a solid part and individual components in the form of a blade frequency modulated by the frequency of a rotating stall. A rotating vortex above the peripheral edges 4 of the rotor blades 5 is taken in the direction of pos. 25 due to the pressure drop through a series of slots 17 oriented along the flow 18 in the interscapular channels between the blades 5 of the rotor stage 3, i.e. in absolute motion. The inclined slots 17 due to the sharp edges 22 on one of the sides reduce the resistance of the rotating vortices above the ends 4 of the rotor blades, reduce the turbulization of the air flow and increase the throughput of the slots. In the off-field cavity 2, damping of the rotating vortices takes place and the recirculated air stream is darted along the arrow 26 into the air stream 9 in front of the inlet edges 10 of the rotor blades 5. The cavity outside the path 2 is a Helmholtz chamber resonantly tuned to the frequency of the rotating stall above the peripheral ends 4 of the rotor blades 5 using a certain ratio of the passage areas and the number of rows of 12, 13, 14 and 15 slots oriented in the circumferential direction 16 along the rotation of the rotor blades 5, and slots 17 oriented along the flow 18 in m to the root canal of the rotor blades 5, and also due to the diffuser nature of the annular path wall 1. In this case, “locking”, i.e. there is no reduction in air flow preceding the surge, pressure losses of the recirculated flow do not exceed the losses without stalling over the ends 4 of the rotor blades 5, the efficiency increases and the noise level of the rotor stage of the axial turbomachine decreases.

Источники информации
1. Патент RU 2066402, МКИ F 04 D 19/00, 1993 г.Sources of information
1. Patent RU 2066402, MKI F 04 D 19/00, 1993

2. Патент US 5474417, МКИ F 01 D 1/12, 1994 г. 2. Patent US 5474417, MKI F 01 D 1/12, 1994

3. Патент WO 9510692, МКИ F 01 D 11/08, 1995 г. 3. Patent WO 9510692, MKI F 01 D 11/08, 1995

4. Заявка RU 98108515/06, МКИ F 04 D 29/66, 1998 г. - прототип. 4. Application RU 98108515/06, MKI F 04 D 29/66, 1998 - prototype.

Claims (1)

Надроторное устройство турбомашины, содержащее кольцевую трактовую стенку с полостью вне тракта и роторный лопаточный венец, между периферийными торцами лопаток которого и трактовой стенкой имеется радиальный зазор, а в трактовой стенке выполнены ряды отверстий, сообщающие проточный тракт с полостью вне тракта и расположенные выше и ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток, отличающееся тем, что отверстия в трактовой стенке, расположенные выше по потоку от входных кромок роторных лопаток, выполнены в виде рядов щелей, ориентированных в окружном направлении по вращению роторных лопаток, а отверстия в трактовой стенке, расположенные ниже по потоку от входных кромок роторных лопаток, выполнены в виде щелей, ориентированных по потоку в межлопаточных каналах роторных лопаток, при этом кромки каждого ряда щелей трактовой стенки, ориентированные в окружном направлении, размещены в полости тракта ниже по потоку, чем кромки каждого из соответствующих рядов щелей, ориентированные в окружном направлении в полости вне тракта, и на меньшем радиальном расстоянии от оси вращения роторного лопаточного венца, чем расстояние от оси вращения до периферийных торцев роторных лопаток, а в трактовой стенке в каждой щели ориентированной по потоку в межлопаточных каналах роторных лопаток, кромки в полости тракта в окружном направлении по вращению роторных лопаток расположены выше по потоку, чем кромки каждой соответствующей щели в полости вне тракта. A turbomachine nadrotor device containing an annular tract wall with a cavity outside the tract and a rotor blade rim, between the peripheral ends of the blades of which and the tract wall there is a radial clearance, and rows of holes are made in the tract wall that communicate with the cavity duct outside the tract and located above and below flow from the inlet edges of the rotor blades, characterized in that the holes in the path wall located upstream of the inlet edges of the rotor blades are made in the form of rows of slots, a guide The holes in the circumferential direction of rotation of the rotor blades, and the holes in the path wall located downstream of the inlet edges of the rotor blades, are made in the form of slots oriented in the flow in the interscapular channels of the rotor blades, while the edges of each row of slots of the path wall are oriented in circumferential direction, placed in the cavity of the tract downstream than the edges of each of the corresponding rows of slots, oriented in the circumferential direction in the cavity outside the path, and at a smaller radial distance from the axis rotation of the rotor blade rim than the distance from the axis of rotation to the peripheral ends of the rotor blades, and in the path wall in each slot, flow oriented in the interscapular channels of the rotor blades, the edges in the cavity in the circumferential direction along the rotation of the rotor blades are located upstream than the edges each corresponding gap in the cavity outside the tract.
RU2000112275/06A 2000-05-15 2000-05-15 Turbomachine overrotor device RU2192564C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000112275/06A RU2192564C2 (en) 2000-05-15 2000-05-15 Turbomachine overrotor device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000112275/06A RU2192564C2 (en) 2000-05-15 2000-05-15 Turbomachine overrotor device

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2000112275A RU2000112275A (en) 2002-04-27
RU2192564C2 true RU2192564C2 (en) 2002-11-10

Family

ID=20234706

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000112275/06A RU2192564C2 (en) 2000-05-15 2000-05-15 Turbomachine overrotor device

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2192564C2 (en)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2482339C2 (en) * 2008-06-25 2013-05-20 Снекма Air injection into gas turbine engine compressor path
RU2498117C2 (en) * 2008-06-25 2013-11-10 Снекма Gas-turbine engine compressor
RU2561838C2 (en) * 2009-08-31 2015-09-10 Снекма Gas turbine compressor with air injectors
RU2564471C2 (en) * 2010-04-07 2015-10-10 Снекма Compressor for engine, particularly, aircraft turbojet equipped with air intake system
RU2582537C2 (en) * 2014-04-29 2016-04-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Axial-flow compressor
RU170280U1 (en) * 2016-02-01 2017-04-19 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ульяновский государственный технический университет" AXIAL COMPRESSOR SURFACES WITH DAMPING CAVITIES
RU2680634C1 (en) * 2018-02-05 2019-02-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Turbomachine with shroud device
RU2715459C1 (en) * 2019-06-07 2020-02-28 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Turbo compressor with above-rotor device
RU2801253C1 (en) * 2022-12-21 2023-08-04 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Axial compressor

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
RU 2036333 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2482339C2 (en) * 2008-06-25 2013-05-20 Снекма Air injection into gas turbine engine compressor path
RU2498117C2 (en) * 2008-06-25 2013-11-10 Снекма Gas-turbine engine compressor
RU2561838C2 (en) * 2009-08-31 2015-09-10 Снекма Gas turbine compressor with air injectors
RU2564471C2 (en) * 2010-04-07 2015-10-10 Снекма Compressor for engine, particularly, aircraft turbojet equipped with air intake system
RU2582537C2 (en) * 2014-04-29 2016-04-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Axial-flow compressor
RU170280U1 (en) * 2016-02-01 2017-04-19 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ульяновский государственный технический университет" AXIAL COMPRESSOR SURFACES WITH DAMPING CAVITIES
RU2680634C1 (en) * 2018-02-05 2019-02-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Turbomachine with shroud device
RU2715459C1 (en) * 2019-06-07 2020-02-28 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Turbo compressor with above-rotor device
RU2801253C1 (en) * 2022-12-21 2023-08-04 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Axial compressor

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100984445B1 (en) Centrifugal compressor
US7665964B2 (en) Turbine
CN102705266B (en) Compressor device
RU2310101C2 (en) Compressor (versions) and insert for compressor housing (versions)
WO2003095843A1 (en) Discrete passage diffuser
EP2447538B1 (en) System and method of assembling a supersonic compressor system including a supersonic compressor rotor and a compressor assembly
US20080141677A1 (en) Axial tangential radial on-board cooling air injector for a gas turbine
JP2017519154A (en) Diffuser for centrifugal compressor
EP3406915B1 (en) Centrifugal compressor having a variable diffuser with axially translating end wall
JP2016539276A (en) Curved diffusion channel section of centrifugal compressor
RU2192564C2 (en) Turbomachine overrotor device
EP2423511B1 (en) A supersonic compressor rotor and method of assembling same
KR101896436B1 (en) Compressor Having Reinforce Disk, And Gas Turbine Having The Same
US20170342997A1 (en) Compressor and turbocharger
JP6763804B2 (en) Centrifugal compressor
US6200094B1 (en) Wave augmented diffuser for centrifugal compressor
GB2253443A (en) Gas turbine nozzle guide vane arrangement
KR100433324B1 (en) Centrifugal compressor
RU2261372C1 (en) Device for aerodynamic sealing of clearance between butt ends of axial-flow compressor rotor blades and turbine shell
RU2199680C2 (en) Turbomachine overrotor device
US11788557B1 (en) Centrifugal acceleration stabilizer
JP2002021789A (en) Turbo type compressor
CN114278617B (en) Compression device and runner system thereof
JPH11294185A (en) Multistage compressor structure
JP6768172B1 (en) Centrifugal compressor

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20040516