RU2269680C1 - Axial-flow compressor stage - Google Patents
Axial-flow compressor stage Download PDFInfo
- Publication number
- RU2269680C1 RU2269680C1 RU2004119895/06A RU2004119895A RU2269680C1 RU 2269680 C1 RU2269680 C1 RU 2269680C1 RU 2004119895/06 A RU2004119895/06 A RU 2004119895/06A RU 2004119895 A RU2004119895 A RU 2004119895A RU 2269680 C1 RU2269680 C1 RU 2269680C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- stage
- blades
- rotor blades
- holes
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и может быть использовано в компрессорах газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and can be used in compressors of gas turbine engines.
Известна ступень осевого компрессора, содержащая ротор с рабочими лопатками и корпус статора, в кольцевой стенке которого выполнены отверстия, расположенные по обе стороны относительно входных кромок рабочих лопаток ротора. Все отверстия в кольцевой стенке корпуса статора соединены с одной стороны с газовоздушным трактом компрессора, а с другой - с выполненной в корпусе статора внетрактовой полостью (1).Known stage axial compressor containing a rotor with rotor blades and a stator housing, in the annular wall of which holes are made located on both sides relative to the input edges of the rotor blades. All openings in the annular wall of the stator housing are connected, on the one hand, to the gas-air path of the compressor, and on the other, to an off-line cavity made in the stator housing (1).
Известное решение, увеличивая запас газодинамической устойчивости и снижая аэродинамический шум на входе в ступень, практически не влияет на амплитуду регулярных колебаний давления, возникающих за лопатками рабочего колеса ротора при их взаимодействии с лопатками направляющего аппарата статора, что приводит к повышенным виброперегрузкам конструкции компрессора за рабочим колесом, особенно, если какой-либо элемент конструкции попадает в резонанс с регулярными пульсациями давления.The known solution, increasing the supply of gas-dynamic stability and reducing aerodynamic noise at the stage inlet, practically does not affect the amplitude of the regular pressure fluctuations that occur behind the blades of the rotor impeller during their interaction with the blades of the stator guide vane, which leads to increased vibration overload of the compressor design behind the impeller , especially if any structural element resonates with regular pressure pulsations.
Устройство имеет значительный вес и практически не работает на сверхзвуковых ступенях компрессора с высоконагруженными широкохордными лопатками.The device has considerable weight and practically does not work on supersonic compressor stages with highly loaded wide-chordate blades.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является снижение вибронапряженности конструкции осевого компрессора за счет снижения амплитуды колебаний давления за рабочей лопаткой ступени.The problem to which the claimed invention is directed is to reduce the vibration stress of the axial compressor design by reducing the amplitude of the pressure fluctuations behind the working blade of the stage.
Поставленная задача решается тем, что в ступени осевого компрессора, содержащей ротор с рабочими лопатками и корпус статора, в кольцевой стенке которого выполнены отверстия, расположенные по обе стороны относительно входных кромок рабочих лопаток ротора, каждое из отверстий, расположенных перед входными кромками рабочих лопаток ротора соединено с одним из отверстий, расположенных за входными кромками рабочих лопаток ротора, посредством отдельного канала, образующего вместе с этими отверстиями волновод и выполненного, например, в виде трубки, размещенной над кольцевой стенкой корпуса статора.The problem is solved in that in the stage of an axial compressor containing a rotor with rotor blades and a stator housing, in the annular wall of which there are holes located on both sides relative to the input edges of the rotor rotor blades, each of the holes located in front of the input edges of the rotor rotor blades is connected with one of the holes located beyond the input edges of the rotor blades, through a separate channel, forming a waveguide with these holes and made, for example, in the form a tube placed above the annular wall of the stator housing.
При этом целесообразно длину каждого волновода L выбрать в диапазоне:It is advisable to choose the length of each waveguide L in the range:
, ,
где с - скорость звука в волноводе [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, а n - число оборотов ротора [1/сек], разницу в длине двух соседних волноводов ΔL выбрать в диапазоне:where c is the speed of sound in the waveguide [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, and n is the number of rotor revolutions [1 / s], choose the difference in the length of two adjacent waveguides ΔL in the range:
где с - скорость звука в волноводах [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, n - число оборотов ротора [1/сек], а расстояние l1,2 между любыми двумя соседними отверстиями, расположенными перед входной кромкой рабочих лопаток ротора и между любыми двумя соседними отверстиями, расположенными после входной кромки рабочих лопаток ротора, выбрать одинаковым по величине в диапазоне:where c is the speed of sound in the waveguides [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, n is the number of rotor revolutions [1 / s], and the distance l is 1.2 between any two adjacent openings located in front of the input edge of the workers rotor blades and between any two adjacent holes located after the input edge of the rotor blades, to choose the same in value in the range:
где с - скорость звука в волноводах [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, n - число оборотов ротора [1/сек].where c is the speed of sound in the waveguides [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, n is the number of rotor revolutions [1 / s].
Связь посредством отдельных каналов каждого из отверстий, расположенных перед входными кромками рабочих лопаток ротора, с одним из отверстий, расположенных после входных кромок этих же лопаток, обеспечивает дополнительный вынос акустической энергии из зоны ее генерации (в районе входа в отверстия, расположенные после входных кромок рабочих лопаток ротора) по волноводам, образованным отдельными каналами совместно с соединяемыми ими отверстиями, в газовый тракт компрессора на вход в рабочее колесо ротора, уменьшая тем самым амплитуду колебаний за рабочим колесом.Communication through separate channels of each of the openings located in front of the input edges of the rotor blades with one of the openings located after the input edges of the same blades provides additional removal of acoustic energy from the zone of its generation (in the area of entrance to the openings located after the input edges of the working rotor blades) along the waveguides formed by separate channels together with the holes connected by them, into the gas path of the compressor at the entrance to the rotor impeller, thereby reducing the amplitude of swings behind the impeller.
Выполнение длины каждого волновода L в диапазонеThe execution of the length of each waveguide L in the range
где с - скорость звука в волноводе [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, а n - число оборотов ротора [1/сек], позволяет настроить волновод как полуволновый резонатор для каждой гармоники колебаний и тем самым обеспечить максимальный вынос акустической энергии из зоны ее генерации в газовоздушный тракт на вход в рабочее колесо, таким образом обеспечивая оптимальную настройку устройства и минимальную вибронагруженность конструкции.where c is the speed of sound in the waveguide [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, and n is the number of rotor revolutions [1 / s], it allows you to configure the waveguide as a half-wave resonator for each harmonic of vibrations and thereby ensure maximum offset acoustic energy from the zone of its generation into the gas-air path to the entrance to the impeller, thus ensuring optimal device setup and minimal vibration load of the structure.
Выполнение отдельных каналов в виде трубок, размещенных над стенкой корпуса статора, технологически упрощает осуществление заявленной конструкции.The implementation of individual channels in the form of tubes placed above the wall of the stator housing, technologically simplifies the implementation of the claimed design.
Выполнение разницы в длине двух соседних волноводов ΔL в диапазоне:The difference in the length of two adjacent waveguides ΔL in the range:
где с - скорость звука в волноводах [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, а n - число оборотов ротора [1/сек], позволяет не только обеспечить максимальный вынос акустической энергии из зоны ее генерации, но и за счет обеспечения разницы длин двух соседних волноводов в половину длины волн первой и второй гармоник акустических колебаний и за счет интерференции волн на выходе из волноводов взаимно погасить колебания, прошедшие сюда по двум соседним волноводам-резонаторам. Это не позволяет колебаниям распространяться дальше на вход в рабочее колесо следующей ступени осевой турбомашины.where c is the speed of sound in the waveguides [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, and n is the number of rotor revolutions [1 / s], it allows not only to ensure maximum removal of acoustic energy from the zone of its generation, but also for by ensuring the difference in the lengths of two adjacent waveguides to half the wavelength of the first and second harmonics of acoustic vibrations and due to the interference of waves at the output of the waveguides, mutually cancel out the oscillations that have passed here along two neighboring resonator waveguides. This does not allow the vibrations to propagate further to the entrance to the impeller of the next stage of the axial turbomachine.
Выполнение расстояний l1,2 между любыми двумя соседними отверстиями, расположенными перед входной кромкой рабочих лопаток ротора и между любыми двумя соседними отверстиями, расположенными после входной кромки рабочих лопаток ротора, одинаковыми по величине в диапазоне:The implementation of the distances l 1,2 between any two adjacent holes located in front of the input edge of the rotor blades and between any two adjacent holes located after the input edge of the rotor blades, are the same in value in the range:
где c - скорость звука в волноводах [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, n - число оборотов ротора [1/сек], позволяет оптимально согласовать вход и выход резонаторов-волноводов и достигнуть наилучших условий взаимного гашения колебаний, проходящих по соседним волноводам.where c is the speed of sound in the waveguides [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, n is the number of rotor revolutions [1 / s], allows you to optimally match the input and output of the resonator waveguides and achieve the best conditions for mutual damping of oscillations, passing through adjacent waveguides.
Сущность изобретения схематически поясняется чертежами.The invention is schematically illustrated by the drawings.
На фиг.1 изображена схема ступени осевого компрессора.Figure 1 shows a diagram of the stage of the axial compressor.
На фиг.2 показан вид А фиг 1 (развернуто).Figure 2 shows a view A of figure 1 (expanded).
Ступень осевого компрессора содержит лопатки 1 рабочего колеса ротора и кольцевую стенку 2 корпуса с выполненными в ней отверстиями 3 и 4, сообщенными с газовоздушным трактом 5. Отверстия 3 выполнены перед входными кромками лопаток 1, а отверстия 4 - после входных лопаток 1. Отверстия 3 и 4 попарно связаны между собой отдельными трубопроводами 6 и образуя волноводы. На кольцевой стенке 2 статора установлен датчик пульсаций давления 7.The stage of the axial compressor contains the blades 1 of the impeller of the rotor and the annular wall 2 of the housing with holes 3 and 4 made in it, connected to the gas-air duct 5. Holes 3 are made in front of the inlet edges of the blades 1, and holes 4 are after the inlet blades 1. Holes 3 and 4 are connected in pairs by
Отдельные волноводы имеют длину, выбранную в диапазонеIndividual waveguides have a length selected in the range
где с - скорость звука в волноводе [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, а n - число оборотов ротора [1/сек], и различаются между собой по длине на величину, выбранную в диапазоне:where c is the speed of sound in the waveguide [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, and n is the number of rotor revolutions [1 / s], and differ in length by an amount selected in the range:
где с - скорость звука в волноводах [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, а n - число оборотов ротора [1/сек]. Расстояние между двумя любыми соседними отверстиями 3 и расстояние между двумя любыми соседними отверстиями 4 одинаковы по величине и выбраны в диапазонеwhere c is the speed of sound in the waveguides [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, and n is the number of rotor revolutions [1 / s]. The distance between any two adjacent holes 3 and the distance between any two adjacent holes 4 are the same in size and are selected in the range
где с - скорость звука в волноводах [м/сек], Z - число рабочих лопаток в ступени ротора, n - число оборотов ротора [1/сек].where c is the speed of sound in the waveguides [m / s], Z is the number of rotor blades in the rotor stage, n is the number of rotor revolutions [1 / s].
Отдельные трубопроводы 6 могут располагаться друг над другом над корпусом статора в радиальном направлении, при этом они отличаются только длиной.
Работа устройства осуществляется следующим образом.The operation of the device is as follows.
При вращении рабочего колеса с лопатками 1 и взаимодействии его с лопатками 8 направляющего аппарата (НА) в районе отверстий 3 датчиком пульсаций давления 7 экспериментально фиксируются регулярные колебания давления значительной амплитуды, особенно при работе сверхзвуковой ступени. В зависимости от значений частот этих колебаний происходит выбор длины волноводов, а значит и трубопроводов 6. Через вход в отверстия 3, трубопроводы 6 и через выход из отверстий 4 энергия колебаний выносится из зоны ее генерации в газовый тракт компрессора 5 на вход в рабочее колесо ступени компрессора. За счет разницы длин двух соседних волноводов в половину длины волн первой и второй гармоник акустических колебаний и за счет интерференции волн прошедшие по двум соседним волноводам колебания на выходе из них взаимно погашаются, что не позволяет колебаниям распространяться на вход в рабочее колесо.When the impeller rotates with the blades 1 and interacts with the blades 8 of the guiding apparatus (ON) in the region of the holes 3, the pressure fluctuation sensor 7 experimentally registers regular pressure fluctuations of significant amplitude, especially when the supersonic stage is operating. Depending on the frequency values of these oscillations, the length of the waveguides, and therefore the
Предлагаемое техническое решение, сохраняя увеличенный запас газодинамической устойчивости и хороший КПД ступени осевого компрессора, позволяет снизить амплитуду колебаний давления, уменьшить вибронапряжения в элементах его конструкции, а также снизить вес статора, особенно для сверхзвуковых ступеней с широкохордными лопатками.The proposed technical solution, while maintaining an increased margin of gas-dynamic stability and good efficiency of the axial compressor stage, allows to reduce the amplitude of pressure fluctuations, reduce vibration stresses in the elements of its design, and also reduce the stator weight, especially for supersonic stages with wide chordate blades.
Источник информацииThe source of information
Патент Российской Федерации №2148732, МПК 7 F 04 D 29/66, 1998 г.Patent of the Russian Federation No. 2148732, IPC 7 F 04 D 29/66, 1998
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004119895/06A RU2269680C1 (en) | 2004-07-01 | 2004-07-01 | Axial-flow compressor stage |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004119895/06A RU2269680C1 (en) | 2004-07-01 | 2004-07-01 | Axial-flow compressor stage |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2269680C1 true RU2269680C1 (en) | 2006-02-10 |
Family
ID=36049999
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004119895/06A RU2269680C1 (en) | 2004-07-01 | 2004-07-01 | Axial-flow compressor stage |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2269680C1 (en) |
-
2004
- 2004-07-01 RU RU2004119895/06A patent/RU2269680C1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7631483B2 (en) | Method and system for reduction of jet engine noise | |
JP4567266B2 (en) | Burner | |
EP1337748B1 (en) | Fan-stator interaction tone reduction | |
US9086002B2 (en) | Resonator silencer for a radial flow machine, in particular for a radial compressor | |
EP1852614B1 (en) | Low noise ejector motive nozzle | |
KR101191060B1 (en) | Compressor | |
US7661261B2 (en) | Acoustic flow straightener for turbojet engine fan casing | |
EP2674574A1 (en) | A diffuser apparatus in a turbomachine | |
US9004850B2 (en) | Twisted variable inlet guide vane | |
JP3299638B2 (en) | Turbo fluid machine | |
GB2427659A (en) | Aerofoil blade and rotor arrangement | |
JP6499636B2 (en) | Vane arrangement with alternating vanes with different trailing edge profiles | |
EP1722069A1 (en) | Combustion turbine engine | |
RU2451193C2 (en) | Helicopter gas turbine engine with noise reduced by ejector noise killer | |
EP0771395B1 (en) | Airfoil noise control | |
JP2009264205A (en) | Centrifugal compressor | |
US20140212265A1 (en) | Gas turbine inlet silencer | |
JP6392103B2 (en) | Sound absorber, centrifugal compressor, and supercharger | |
RU2269680C1 (en) | Axial-flow compressor stage | |
US11261794B2 (en) | Acoustic device and gas turbine | |
US9103216B2 (en) | Turbine of a gas turbine | |
JP5972619B2 (en) | Air intake duct | |
RU2148732C1 (en) | Turbo-machine stage | |
RU2269679C1 (en) | Blade ring of axial-flow compressor | |
US10787962B2 (en) | Active system generating destructive acoustic interference for an aircraft engine with multiple fan spools |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140702 |