RU2519009C2 - Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора - Google Patents

Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора Download PDF

Info

Publication number
RU2519009C2
RU2519009C2 RU2011144876/06A RU2011144876A RU2519009C2 RU 2519009 C2 RU2519009 C2 RU 2519009C2 RU 2011144876/06 A RU2011144876/06 A RU 2011144876/06A RU 2011144876 A RU2011144876 A RU 2011144876A RU 2519009 C2 RU2519009 C2 RU 2519009C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
compressor
gas
auxiliary air
axis
Prior art date
Application number
RU2011144876/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011144876A (ru
Inventor
Кристоф Мишель Жорж Марсель БРИЙЕ
Жером Ив Феликс Жильбер ПОРОДО
Лоран Пьер ТАРНОВСКИ
Original Assignee
Турбомека
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 Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2011144876A publication Critical patent/RU2011144876A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2519009C2 publication Critical patent/RU2519009C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/284—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for compressors
    • 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
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • 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
    • 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
    • F04D29/682—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps by fluid extraction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к вспомогательной воздушной системе компрессора центробежного или осецентробежного типа, включающего в себя ротор, имеющий ось вращения, при этом компрессор выполнен с возможностью сжатия газа-окислителя. Вспомогательная воздушная система включает в себя систему стравливания газа-окислителя, расположенную в роторе. Изобретение направлено на создание вспомогательной воздушной системы, ротора компрессора и компрессора, устойчивых к загрязнению газом-окислителем. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к технической области вспомогательных воздушных систем для центробежных или осецентробежных компрессоров, и в частности к вспомогательным воздушным системам для центробежных или осецентробежных компрессоров для газовых турбин летательных аппаратов.
Обычно газовая турбина состоит из впуска воздуха, предназначенного для ввода газа-окислителя, обычно воздуха, и для переноса его к впуску компрессионной системы, которая сжимает газ-окислитель. Компрессионная система состоит по меньшей мере из одного компрессора осецентробежного или центробежного типа, при этом каждый компрессор центробежного типа включает в себя по меньшей мере один ротор, установленный на трансмиссионном валу, и по меньшей мере один статор. Газ-окислитель, сжатый компрессионной системой, смешивается с топливом и сжигается в камере сгорания. По меньшей мере одна турбина, установленная на трансмиссионном валу, превращает долю кинетической энергии газа, сжигаемого в камере сгорания, в механическую энергию, служащую по меньшей мере для приведения в действие компрессора (компрессоров). Сжигаемый газ обменивается теплом с горячими деталями, например турбиной (турбинами), которую следует охлаждать, чтобы ограничить увеличение их температуры.
В газовых турбинах типа, включающего в себя по меньшей мере один центробежный или осецентробежный компрессор, как известно, достигается это охлаждение посредством вспомогательной воздушной системы, предназначенной для стравливания газа-окислителя из статора центробежного или осецентробежного компрессора. Стравливание обычно осуществляется посредством множества стравливающих отверстий, касательных к потоку текучей среды.
Тем не менее газ-окислитель может включать в себя загрязняющие частицы, которые закупоривают стравливающие отверстия по меньшей мере частично. Этот закупоривающий эффект приводит к значительному уменьшению количества газа, которое стравливается вспомогательной воздушной системой, и, следовательно, к увеличению температуры горячих деталей, что в свою очередь приводит к уменьшению их срока службы и/или их механической прочности.
Более того, общая эффективность центробежного или осецентробежного компрессора может быть уменьшена возмущениями потока газа-окислителя вдоль ротора компрессора, например, граничным слоем газа-окислителя, контактирующим с ротором и который становится отделенным.
Первой задачей настоящего изобретения является создание вспомогательной воздушной системы, которая является устойчивой к загрязнению газом-окислителем.
Второй задачей настоящего изобретения является создание вспомогательной воздушной системы, которая позволяет улучшить поток воздуха внутри центробежного или осецентробежного компрессора.
Для решения по меньшей мере одной из двух вышеуказанных проблем предложена вспомогательная воздушная система по изобретению для встраивания в центробежный или осецентробежный компрессор, выполненный с возможностью сжатия газа-окислителя, при этом центробежный или осецентробежный компрессор включает в себя ротор, имеющий ось вращения.
Предпочтительно, вспомогательная воздушная система по изобретению включает в себя систему стравливания газа-окислителя, расположенную в роторе компрессора. Это позволяет загрязняющим частицам, которые могут находиться в газе-окислителе, центрифугировать, тем самым предотвращая или по меньшей мере ограничивая постепенное закупоривание системы стравливающей загрязняющими частицами.
Кроме того, вспомогательная воздушная система по изобретению улучшает аэродинамику компрессора благодаря улучшению потока газа-окислителя вдоль ротора.
В предпочтительном варианте осуществления вспомогательная воздушная система выполнена с возможностью встраивания в компрессор газовой турбины типа, включающего в себя камеру сгорания, выполненную с возможностью сжигания по меньшей мере сжатого газа и имеющую по меньшей мере одну горячую деталь, которая контактирует с горячим сжигаемым газом. В этом варианте вспомогательная воздушная система также включает в себя направляющую систему для направления стравливаемого газа по меньшей мере к одной из горячих деталей для уменьшения ее температуры.
В предпочтительном варианте осуществления вспомогательная воздушная система выполнена с возможностью встраивания в компрессор, имеющий наружную поверхность. В этом варианте осуществления направляющая система включает в себя по меньшей мере одну полость, внутреннюю по отношению к ротору, а система стравливания включает по меньшей мере одно отверстие, выполненное в роторе. Каждое отверстие продолжается от наружной поверхности, проходит по меньшей мере в одну полость и имеет ось.
Вспомогательная воздушная система по изобретению может также включать в себя по меньшей мере одну из следующих предпочтительных характеристик:
вспомогательная воздушная система выполнена с возможностью встраивания в компрессор газовой турбины типа, включающего в себя по меньшей мере одну турбину;
направляющая система служит для подачи стравливаемого газа в турбину;
ротор имеет ступицу, а по меньшей мере одно из отверстий выполнено в ступице;
вспомогательная воздушная система выполнена с возможностью установки в компрессоре, имеющем ротор, который включает в себя множество основных лопастей и/или промежуточных лопастей;
каждая основная лопасть имеет основную переднюю кромку;
каждая промежуточная лопасть имеет промежуточную переднюю кромку;
по меньшей мере часть по меньшей мере одного отверстия расположена аксиально относительно оси вращения между основной передней кромкой и промежуточной передней кромкой;
по меньшей мере часть по меньшей мере одного отверстия расположена аксиально относительно оси вращения и в направлении потока газа-окислителя после промежуточной передней кромки;
по меньшей мере часть по меньшей мере одного отверстия расположена аксиально относительно оси вращения впереди передних кромок основных лопастей;
каждая лопасть основного или промежуточного типа включает в себя всасывающую поверхность; и
по меньшей мере часть по меньшей мере одного отверстия расположена радиально относительно оси вращения вблизи одной из всасывающих поверхностей.
Третьей задачей настоящего изобретения является создание ротора компрессора, который является устойчивым к загрязнениям газа-окислителя.
Для этого ротор компрессора по изобретению включает в себя вышеописанную вспомогательную воздушную систему.
Четвертой задачей изобретения является создание компрессора, который является устойчивым к загрязнениям газа-окислителя.
Для этого компрессор по изобретению включает в себя вышеописанный ротор.
Пятой задачей настоящего изобретения является создание газовой турбины, которая является устойчивой к загрязнениям газа-окислителя.
Шестой задачей настоящего изобретения является обеспечение возможности оптимизации скорости потока стравливаемого газа как функции скорости вращения компрессора.
Для этого газовая турбина по изобретению включает в себя по меньшей мере один вышеописанный компрессор.
Другие характеристики и преимущества изобретения станут более понятными при прочтении последующего описания нескольких вариантов осуществления изобретения, приведенных в качестве неограничивающих примеров.
В описании приведены ссылки на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 представляет собой частичный вид в разрезе в вертикальной плоскости газовой турбины, имеющей компрессор, снабженный вспомогательной воздушной системой по изобретению;
Фиг.2 представляет собой частичный вид в разрезе ротора компрессора, снабженного вспомогательной воздушной системой по изобретению, как на фиг.1;
Фиг.3 представляет собой частичный вид ротора в плоскости III-III на фиг.2;
Фиг.4 представляет собой частичный вид ротора компрессора, снабженного вспомогательной воздушной системой по варианту изобретения, показанного в разрезе на фиг.1; и
Фиг.5 представляет собой частичный вид ротора, показанного на фиг.4 в плоскости V-V, показанной на фиг.4.
Как показано на фиг.1, газовая турбина 10 снабжена вспомогательной воздушной системой 12 по изобретению. Газовая турбина 10 предпочтительно выполнена с возможностью встраивания в летательный аппарат, например вертолет.
Общее функционирование газовой турбины 10 вообще известно и подробно не рассматривается в настоящем описании.
В показанном варианте осуществления газовая турбина 10 имеет впуск 14 для поступления газа-окислителя, обычно воздуха, и в частности, как указано ниже в настоящем описании, этим газом является атмосферный воздух.
Атмосферный воздух, включает в себя или может включать в себя загрязнения в виде взвешенных частиц, например пыли, пыльцы или паров воды.
Атмосферный воздух затем сжимается по меньшей мере посредством одного этапа сжатия. В этом варианте осуществления газовая турбина 10 имеет первый и второй центробежные компрессоры 16а и 16b, расположенные последовательно, поэтому атмосферный воздух поступает в первый центробежный компрессор 16а и воздух, сжатый первым центробежным компрессором 16а, поступает во второй центробежный компрессор 16b.
Обычно каждый центробежный компрессор 16а и 16b включает в себя ротор 18, который движется при вращении вокруг оси вращения (Х) и выполнен с возможностью ускорения газа, и статор 20, который выполнен с возможностью превращения по меньшей мере доли кинетической энергии газа в повышение давления газа.
В показанном варианте осуществления вспомогательная воздушная система 12 по изобретению устанавливается во втором центробежном компрессоре 16b, т.е. в компрессоре ниже по потоку.
Газ, сжатый по меньшей мере одним компрессором 16а, 16b, называемый как указано ниже в настоящем описании «сжатым газом», затем подается в камеру 22 сгорания, где он смешивается с топливом, а затем сжигается.
Сжигаемый газ из камеры 22 сгорания, называемый, как указано ниже в настоящем описании, «сжигаемым газом», затем подается по меньшей мере в одну турбину 24, выполненную с возможностью превращения по меньшей мере доли кинетической энергии сжигаемого газа в механическую энергию, служащую по меньшей мере для приведения в действие компрессоров 16а, 16b.
Детали, которые находятся в контакте со сгоревшим газом, образуют «горячие» детали 26. Сжигаемый газ обменивается теплом с горячими деталями 26.
Некоторые горячие детали должны охлаждаться, что ограничит увеличение их температуры, например, чтобы ограничить их повреждение. Каждая турбина 24 составляет пример горячей детали 26, увеличение температуры которой следует ограничить, чтобы избежать ее повреждения. Этот стравливаемый воздух может также использоваться для оказания давления на некоторые подшипники двигателя.
В варианте воплощения вспомогательная воздушная система 12 по изобретению устанавливается аналогичным образом в первом центробежном компрессоре 16а.
Вообще, если газовая турбина 10 имеет несколько центробежных компрессоров, вспомогательная воздушная система 12 по изобретению может устанавливаться таким же образом в каждом из центробежных компрессоров и/или в более чем одном центробежном компрессоре.
Более того, вспомогательная воздушная система 12 может быть установлена в любом типе центробежного компрессора и/или в любом типе газовой турбины, включая по меньшей мере один центробежный компрессор. Например, вспомогательная воздушная система 12 может быть установлена в газовой турбине 10 типа, включающего в себя многоступенчатый компрессор, снабженный конечной ступенью сжатия, которая является осецентробежной ступенью или центробежной ступенью.
На фиг.2 и 3 показаны подробные виды ротора 18 второго центробежного компрессора 16b, снабженного вспомогательной воздушной системой 12 по изобретению.
Известно, что ротор 18 включает в себя ступицу 28, образованную по меньшей мере частично наружной поверхностью 30, от которой продолжается множество лопастей 32а основного типа, чередующихся с лопастями 32b промежуточного типа.
Газ-окислитель проходит в ротор 18 аксиально относительно оси (Х) вращения, а затем проходит к статору 20 вдоль наружной поверхности 30. Скорость газа-окислителя увеличивается все время по мере его прохождения в результате центробежного ускорения. Газ-окислитель проходит в направлении D потока, которое направлено от конца ротора 18 выше по потоку к концу ротора ниже по потоку.
Каждая лопасть 32а, 32b обычно имеет противоположные нагнетательную и всасывающую стороны 34 и 36, которые выступают от наружной поверхности 30 ротора 18. Всасывающая сторона 36 соединена с нагнетательной стороной 34 основной передней кромкой 38а основной лопасти 32а и промежуточной передней кромкой 38b промежуточной лопасти 32b.
В изобретении вспомогательная воздушная система 12 стравливает газ-окислитель из ротора 18. Для этого вспомогательная воздушная система 12 включает в себя систему 40 стравливания газа-окислителя в роторе 18. Газ, стравливаемый системой 40 стравливания, называется «стравливаемым газом» ниже в настоящем описании.
Поток газа-окислителя вдоль лопастей 32а, 32b второго компрессора 16b проходит вдоль множества линий (не показаны) потока текучей среды. Эти линии потока текучей среды по существу находятся в контакте с наружной поверхностью 30, при этом нагнетательная сторона 34 или всасывающая сторона 36 лопастей 32а, 32b образует граничный слой 42. Граничный слой 42 чувствителен к проблеме отделения, как хорошо известно специалистам в данной области техники, что вызывает турбулентность внутри потока газа-окислителя и, следовательно, потерю эффективности центробежного компрессора.
Стравливание газа-окислителя из граничного слоя 42 служит предпочтительно для уменьшения до минимума любого риска отделения граничного слоя 42, чтобы тем самым повысить общую эффективность второго центробежного компрессора 16b и улучшить прохождение газа-окислителя вдоль лопастей 32а, 32b ротора 18.
В предпочтительном варианте осуществления вспомогательная воздушная система 12 переносит стравливаемый газ по меньшей мере к одной горячей детали 26 и предпочтительно по меньшей мере к одной турбине 24, чтобы регулировать ее температуру. Для этого вспомогательная воздушная система 12 включает в себя направляющую систему 44 для направления стравливаемого газа. Газ, направляемый направляющей системой 44, называется «направляемым газом» ниже в настоящем описании.
Посредством стравливания газа-окислителя из ротора 18 можно центрифугировать загрязняющие частицы, которые могут находиться в газе-окислителе, чтобы тем самым очистить газ-окислитель. Благодаря этому устраняется закупоривание системы 40 стравливания и тем самым со временем устраняется уменьшение количество газа-окислителя, которое стравливается.
В показанном варианте осуществления направляющая система 44 включает в себя полость 46, внутреннюю по отношению к ротору 18, а система 40 стравливания включает в себя множество распределенных под углом отверстий 48, выполненных в ступице 28 ротора 18.
В варианте изобретения, который не показан, направляющая система может включать в себя множество полостей, которые могут быть взаимосвязаны, но не обязательно. В таких обстоятельствах каждая полость может включать в себя одно или более отверстий, имеющих расположение, которое отличается от одной полости к другой.
Каждое отверстие 48 продолжается от верхней поверхности 50, расположенной в наружной поверхности 30 ротора 18, и проходит в аксиальную трубу 46. Каждое отверстие продолжается по существу вдоль своей оси (Y). Кроме того, каждое отверстие 48 предпочтительно, но не обязательно, является по существу цилиндрическим по форме, может иметь секцию, которая постоянна или которая в действительности может меняться.
В показанном варианте осуществления по меньшей мере часть каждого отверстия 48 расположена аксиально относительно оси (Х) вращения между основной передней кромкой 38а и промежуточной передней кромкой 38b. Более конкретно, верхняя поверхность 50 каждого отверстия 48 расположена аксиально относительно оси вращения (Х) между основной передней кромкой 38а и промежуточной передней кромкой 38b.
В варианте осуществления по меньшей мере часть каждого отверстия 48 расположена аксиально относительно оси (Х) вращения и в направлении D потока за промежуточной передней кромкой 38b.
Отверстия 48 могут также быть расположены между концом ротора выше по потоку и основной передней кромкой 38а.
По меньшей мере часть каждого отверстия 48 также расположена радиально относительно оси (Х) вращения вблизи всасывающей поверхности 36. Более конкретно, верхняя поверхность 50 отверстия 48 расположена радиально относительно оси (Х) вращения ближе к всасывающей поверхности 36 основной лопасти 32а, чем к нагнетательной поверхности 34 смежной основной лопасти 32а.
Как показано на фиг.4, первый угол α наклона образован для каждого отверстия как ориентированный угол, образованный между прямой линией (D1), касательной к наружной поверхности 30 и компланарной оси (Х) вращения, и осью (Y) отверстия.
Как показано на фиг.5, второй угол β наклона образован для каждого отверстия как ориентированный угол, образованный между прямой линией (D2), касательной к наружной поверхности 30 и ортогональной оси (Х) вращения, и осью (Y) отверстия.
Когда первый угол α и/или второй угол β отверстия 8 составляет от 0 до 90°, то отверстие улучшает устойчивость к загрязнению в ущерб количеству воздуха, которое стравливается вспомогательной воздушной системой 12. И наоборот, отверстие 48 увеличивает количество воздуха, которое стравливается вспомогательной воздушной системой 12, в ущерб устойчивости к загрязнениям, когда первый угол α и/или второй угол β отверстия 48 составляет от 90 до 180°.
Таким образом, можно изменить или установить компромисс между количеством газа-окислителя, которое стравливается, и устойчивостью к загрязнениям из вспомогательной воздушной системы 12 посредством воздействия на первый угол α и/или на второй угол β каждого отверстия 48, составляющих вспомогательную воздушную систему 12. Кроме того, можно отрегулировать количество газа-окислителя, которое стравливается, для заданной скорости вращения компрессора посредством воздействия на первый угол α и/или на второй угол β каждого отверстия 48, составляющих вспомогательную воздушную систему 12.
Следовательно, скорость потока воздуха, проходящего через каждое отверстие 48, может определяться посредством задания первой заданной величины первого угла α наклона и/или задания второй заданной величины второго угла β наклона. Таким образом, следует понимать, что для заданной скорости вращения компрессора величина первого угла α и/или величина второго угла β являются параметрами, которые позволяют регулировать до заданной величины скорость потока воздуха, проходящего через отверстия 48.
Естественно, вышеописанный вариант выполнения отверстий 48 не носит ограничивающий характер. Например, можно выполнить отверстия в другой части ротора 18, а не в ступице 28. Также можно выполнить отверстия 48 с различным аксиальным расположением, и/или азимутальным положением, и/или радиальным расположением, и/или первым углом α, и/или вторым углом β.

Claims (8)

1. Вспомогательная воздушная система (12) для центробежного или осецентробежного компрессора (16b), имеющего ротор (18) с осью (Х) вращения, при этом компрессор (16b) выполнен с возможностью сжатия газа-окислителя, отличающаяся тем, что она включает в себя систему (40) стравливания газа-окислителя, расположенную в роторе (18), причем компрессор (16b) имеет наружную поверхность (30), камеру (22) сгорания, выполненную с возможностью сжигания по меньшей мере сжатого газа, по меньшей мере одну горячую деталь (26) в контакте со сжигаемым газом и направляющую систему (44) для направления стравливаемого газа к горячей детали (26) для уменьшения ее температуры, при этом направляющая система (44) включает в себя по меньшей мере одну полость (46), внутреннюю по отношению к ротору (18), и множество отверстий (48), выполненных в роторе (18), причем каждое отверстие (48) имеет ось (Y), продолжающуюся от наружной поверхности (30) и проходящую в полость (46), при этом ротор (18) имеет множество основных лопастей (32а) и промежуточных лопастей (32b), причем каждая основная лопасть (32а) имеет основную переднюю кромку (38а), а каждая промежуточная лопасть (32b) имеет промежуточную переднюю кромку, при этом по меньшей мере часть по меньшей мере одного из отверстий (48) расположена аксиально относительно оси (Х) вращения между основной передней кромкой (38а) и промежуточной передней кромкой (38b).
2. Вспомогательная воздушная система (12) по п.1 для компрессора (16b) газовой турбины (10) типа, включающего в себя по меньшей мере одну турбину (24), отличающаяся тем, что направляющая система (44) позволяет направлять стравливаемый газ в турбину (24).
3. Вспомогательная воздушная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что ротор (18) включает в себя ступицу (28), при этом по меньшей мере одно из отверстий (48) выполнено в ступице (28).
4. Вспомогательная воздушная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что каждая лопасть (32а, 32b) основного или промежуточного типа содержит противоположные всасывающую и нагнетательную поверхности (36, 34), при этом по меньшей мере часть по меньшей мере одного из отверстий (48) расположена радиально относительно оси (Х) вращения ближе к всасывающей поверхности (36) основной лопасти (32а), чем к нагнетательной поверхности (34) смежной основной лопасти (32а).
5. Вспомогательная воздушная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что поток воздуха, проходящий через каждое отверстие (48), определяется посредством задания первой заданной величины первого угла (α) наклона, образованного для каждого отверстия (48), являющегося ориентированным углом, образованным между прямой линией (D1), касательной к наружной поверхности (30) и компланарной оси (Х) вращения, и осью (Y) отверстия, и/или посредством задания второй заданной величины второго угла (β) наклона, образованного для каждого отверстия (48), являющегося ориентированным углом, образованным между прямой линией (D2), касательной к наружной поверхности (30) и ортогональной оси (Х) вращения, и осью (Y) отверстия.
6. Ротор (18) компрессора (16b), отличающийся тем, что он включает в себя вспомогательную воздушную систему (12) по п.1.
7. Компрессор (16b), отличающийся тем, что он включает в себя ротор по п.6.
8. Газовая турбина (10), отличающаяся тем, что она включает в себя компрессор (16b) по п.7.
RU2011144876/06A 2009-04-06 2010-03-31 Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора RU2519009C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0952227A FR2944060B1 (fr) 2009-04-06 2009-04-06 Systeme d'air secondaire pour compresseur centrifuge ou mixte
FR0952227 2009-04-06
PCT/FR2010/050605 WO2010116071A1 (fr) 2009-04-06 2010-03-31 Prelevement d ' air avec filtre inertiel dans le rotor tandem d ' un compresseur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011144876A RU2011144876A (ru) 2013-05-20
RU2519009C2 true RU2519009C2 (ru) 2014-06-10

Family

ID=40810171

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011144876/06A RU2519009C2 (ru) 2009-04-06 2010-03-31 Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора

Country Status (11)

Country Link
US (1) US9611862B2 (ru)
EP (1) EP2417359B1 (ru)
JP (1) JP5497150B2 (ru)
KR (1) KR101647534B1 (ru)
CN (1) CN102388224B (ru)
CA (1) CA2758078C (ru)
ES (1) ES2559932T3 (ru)
FR (1) FR2944060B1 (ru)
PL (1) PL2417359T3 (ru)
RU (1) RU2519009C2 (ru)
WO (1) WO2010116071A1 (ru)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8935926B2 (en) * 2010-10-28 2015-01-20 United Technologies Corporation Centrifugal compressor with bleed flow splitter for a gas turbine engine
US8920128B2 (en) * 2011-10-19 2014-12-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engine cooling systems having hub-bleed impellers and methods for the production thereof
US20130320148A1 (en) * 2012-06-05 2013-12-05 Honeywell International Inc. Impeller, centrifugal pump including the same, and aircraft fuel system including the centrifugal pump
US9512721B2 (en) * 2012-07-20 2016-12-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound cycle engine
US20140186170A1 (en) * 2012-12-27 2014-07-03 Ronald E. Graf Centrifugal Expanders And Compressors Each Using Rotors In Both Flow Going From Periphery To Center And Flow Going From Center To Periphery Their Use In Engines Both External Heat And Internal Combustion. Means to convert radial inward flow to radial outward flow with less eddy currents
DE102015214864A1 (de) * 2015-08-04 2017-02-09 Bosch Mahle Turbo Systems Gmbh & Co. Kg Verdichterrad mit welligen Radrücken
CN105952537A (zh) * 2016-04-22 2016-09-21 山东元动力科技有限公司 一种微型涡喷发动机
CN105952539A (zh) * 2016-04-22 2016-09-21 山东元动力科技有限公司 一种微型涡喷发动机
CN105952538A (zh) * 2016-04-22 2016-09-21 山东元动力科技有限公司 一种微型涡喷发动机
US10683809B2 (en) * 2016-05-10 2020-06-16 General Electric Company Impeller-mounted vortex spoiler
FR3065030B1 (fr) * 2017-04-05 2021-01-22 Safran Helicopter Engines Moteur a combustion interne
CN109209980B (zh) * 2017-06-30 2020-06-05 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种用于轴流压气机的导流板
CN108194419B (zh) * 2018-01-11 2019-10-11 南京航空航天大学 离心压气机周向大间隔小开孔吹抽联合脉冲激励机匣
US11421708B2 (en) 2018-03-16 2022-08-23 Carrier Corporation Refrigeration system mixed-flow compressor
CN110094361A (zh) * 2019-04-02 2019-08-06 中国北方发动机研究所(天津) 一种电动压气机叶轮
US11333173B2 (en) * 2019-04-26 2022-05-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Inter-compressor cross-over pipe heat exchanger
US11560901B2 (en) * 2019-11-13 2023-01-24 Danfoss A/S Active unloading device for mixed flow compressors
JP2022056948A (ja) * 2020-09-30 2022-04-11 株式会社豊田自動織機 遠心圧縮機
CN113107867B (zh) * 2021-05-11 2022-05-03 北京航空航天大学 一种周向布置的离心压缩机喷水结构
US11761632B2 (en) 2021-08-05 2023-09-19 General Electric Company Combustor swirler with vanes incorporating open area
CN113969899A (zh) * 2021-09-03 2022-01-25 北京动力机械研究所 一种离心式涡轮低温氦压缩机用轴系结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2620123A (en) * 1946-05-31 1952-12-02 Continental Aviat & Engineerin Cooling system for combustion gas turbines
US2709893A (en) * 1949-08-06 1955-06-07 Laval Steam Turbine Co Gas turbine power plant with heat exchanger and cooling means
GB1239196A (ru) * 1968-06-03 1971-07-14
SU1041043A3 (ru) * 1978-06-27 1983-09-07 Гутехоффнунгсхютте Штеркраде Аг (Фирма) Способ защиты турбокомпрессора от помпажа
RU2093711C1 (ru) * 1991-06-14 1997-10-20 Акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Противопомпажное устройство газотурбинного двигателя

Family Cites Families (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1488582A (en) * 1922-01-13 1924-04-01 Westinghouse Electric & Mfg Co Elastic-fluid turbine
US2283176A (en) * 1937-11-29 1942-05-19 Turbo Engineering Corp Elastic fluid mechanism
US2797858A (en) * 1954-03-22 1957-07-02 Garrett Corp Radial compressors or turbines
US3582232A (en) * 1969-06-02 1971-06-01 United Aircraft Canada Radial turbine rotor
US3927952A (en) * 1972-11-20 1975-12-23 Garrett Corp Cooled turbine components and method of making the same
FR2230229A5 (ru) * 1973-05-16 1974-12-13 Onera (Off Nat Aerospatiale)
US3937013A (en) * 1974-06-27 1976-02-10 General Motors Corporation By-pass jet engine with centrifugal flow compressor
DE2457231C2 (de) * 1974-12-04 1976-11-25 Motoren Turbinen Union Laufrad fuer eine schnellaufende turbomaschine
US3958905A (en) * 1975-01-27 1976-05-25 Deere & Company Centrifugal compressor with indexed inducer section and pads for damping vibrations therein
US4221540A (en) * 1978-09-28 1980-09-09 Savonuzzi Giovanni F Bladed rotor for a centripetal turbine
US4428715A (en) * 1979-07-02 1984-01-31 Caterpillar Tractor Co. Multi-stage centrifugal compressor
US4335997A (en) * 1980-01-16 1982-06-22 General Motors Corporation Stress resistant hybrid radial turbine wheel
FR2491549B1 (fr) 1980-10-08 1985-07-05 Snecma Dispositif de refroidissement d'une turbine a gaz, par prelevement d'air au niveau du compresseur
US4416581A (en) * 1982-02-16 1983-11-22 Elliott Turbomachinery Co., Inc. Method and apparatus for cooling an expander
US4502837A (en) * 1982-09-30 1985-03-05 General Electric Company Multi stage centrifugal impeller
US4653976A (en) * 1982-09-30 1987-03-31 General Electric Company Method of compressing a fluid flow in a multi stage centrifugal impeller
US4587700A (en) * 1984-06-08 1986-05-13 The Garrett Corporation Method for manufacturing a dual alloy cooled turbine wheel
US4664598A (en) * 1984-10-05 1987-05-12 Reliance Electric Company Unitized quick-assembly fan
CN86102105A (zh) * 1986-03-26 1987-10-14 鲁道夫·德雷斯马 压缩机
US4759688A (en) * 1986-12-16 1988-07-26 Allied-Signal Inc. Cooling flow side entry for cooled turbine blading
US4800717A (en) * 1986-12-22 1989-01-31 Sundstrand Corporation Turbine rotor cooling
US5105616A (en) * 1989-12-07 1992-04-21 Sundstrand Corporation Gas turbine with split flow radial compressor
US5832715A (en) * 1990-02-28 1998-11-10 Dev; Sudarshan Paul Small gas turbine engine having enhanced fuel economy
JPH03260336A (ja) * 1990-03-12 1991-11-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遠心圧縮機の抽気装置
DE4029331C1 (ru) * 1990-09-15 1992-01-30 Mtu Muenchen Gmbh
US5215439A (en) * 1991-01-15 1993-06-01 Northern Research & Engineering Corp. Arbitrary hub for centrifugal impellers
JPH0586901A (ja) * 1991-09-20 1993-04-06 Hitachi Ltd ガスタービン
US6004095A (en) * 1996-06-10 1999-12-21 Massachusetts Institute Of Technology Reduction of turbomachinery noise
TW336270B (en) * 1997-01-17 1998-07-11 Sanyo Electric Ltd Compressor and air conditioner
JP3518447B2 (ja) * 1999-11-05 2004-04-12 株式会社日立製作所 ガスタービン，ガスタービン装置およびガスタービン動翼の冷媒回収方法
US6276896B1 (en) * 2000-07-25 2001-08-21 Joseph C. Burge Apparatus and method for cooling Axi-Centrifugal impeller
US6589013B2 (en) * 2001-02-23 2003-07-08 Macro-Micro Devices, Inc. Fluid flow controller
US6578351B1 (en) * 2001-08-29 2003-06-17 Pratt & Whitney Canada Corp. APU core compressor providing cooler air supply
US6935840B2 (en) * 2002-07-15 2005-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Low cycle fatigue life (LCF) impeller design concept
US7370787B2 (en) * 2003-12-15 2008-05-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor rotor and method for making
US7273352B2 (en) * 2004-01-09 2007-09-25 United Technologies Corporation Inlet partial blades for structural integrity and performance
JP4675638B2 (ja) * 2005-02-08 2011-04-27 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジンの２次エア供給装置
US7156612B2 (en) * 2005-04-05 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Spigot arrangement for a split impeller
US7559745B2 (en) * 2006-03-21 2009-07-14 United Technologies Corporation Tip clearance centrifugal compressor impeller
US8075247B2 (en) * 2007-12-21 2011-12-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Centrifugal impeller with internal heating
US20090297344A1 (en) * 2008-05-30 2009-12-03 Controlled Power Technologies Limited Rotors and manufacturing methods for rotors
FR2937385B1 (fr) * 2008-10-17 2010-12-10 Turbomeca Diffuseur muni d'aubes a orifices
US8231341B2 (en) * 2009-03-16 2012-07-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Hybrid compressor
IT1394295B1 (it) * 2009-05-08 2012-06-06 Nuovo Pignone Spa Girante centrifuga del tipo chiuso per turbomacchine, componente per tale girante, turbomacchina provvista di tale girante e metodo di realizzazione di tale girante
US20110167792A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive engine
US8920128B2 (en) * 2011-10-19 2014-12-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engine cooling systems having hub-bleed impellers and methods for the production thereof
JP5490338B2 (ja) * 2012-03-22 2014-05-14 パナソニック株式会社 遠心圧縮機
WO2014128927A1 (ja) * 2013-02-22 2014-08-28 三菱重工業株式会社 コンプレッサホイール、及びコンプレッサアセンブリのアンバランス検出装置
GB201308381D0 (en) * 2013-05-09 2013-06-19 Imp Innovations Ltd A modified inlet duct
FR3007086B1 (fr) * 2013-06-18 2015-07-03 Cryostar Sas Roue centrifuge

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2620123A (en) * 1946-05-31 1952-12-02 Continental Aviat & Engineerin Cooling system for combustion gas turbines
US2709893A (en) * 1949-08-06 1955-06-07 Laval Steam Turbine Co Gas turbine power plant with heat exchanger and cooling means
GB1239196A (ru) * 1968-06-03 1971-07-14
SU1041043A3 (ru) * 1978-06-27 1983-09-07 Гутехоффнунгсхютте Штеркраде Аг (Фирма) Способ защиты турбокомпрессора от помпажа
RU2093711C1 (ru) * 1991-06-14 1997-10-20 Акционерное общество "Омское машиностроительное конструкторское бюро" Противопомпажное устройство газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
US20120036865A1 (en) 2012-02-16
CA2758078A1 (fr) 2010-10-14
RU2011144876A (ru) 2013-05-20
ES2559932T3 (es) 2016-02-16
FR2944060A1 (fr) 2010-10-08
PL2417359T3 (pl) 2016-04-29
CN102388224B (zh) 2014-09-17
JP5497150B2 (ja) 2014-05-21
FR2944060B1 (fr) 2013-07-19
KR101647534B1 (ko) 2016-08-10
WO2010116071A1 (fr) 2010-10-14
KR20120013959A (ko) 2012-02-15
CA2758078C (fr) 2017-04-18
JP2012522938A (ja) 2012-09-27
EP2417359B1 (fr) 2015-12-16
CN102388224A (zh) 2012-03-21
EP2417359A1 (fr) 2012-02-15
US9611862B2 (en) 2017-04-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2519009C2 (ru) Стравливатель воздуха, имеющий инерциальный фильтр в тандемном роторе компрессора
CA2849651C (en) Axial turbomachine stator with ailerons at the blade roots
EP2778427B1 (en) Compressor bleed self-recirculating system
EP2230382B1 (en) Gas turbine rotor stage
EP2236754A2 (en) Steam turbine rotor blade and corresponding steam turbine
EP2775119B1 (en) Compressor shroud reverse bleed holes
CA2567940C (en) Methods and apparatuses for gas turbine engines
CN105736460B (zh) 结合非轴对称毂流路和分流叶片的轴向压缩机转子
EP2518326A2 (en) Centrifugal compressor assembly with stator vane row
RU2583322C2 (ru) Крыльчатка центробежного компрессора
JP2008261332A5 (ru)
KR20100080452A (ko) 로터 블레이드
US20120163965A1 (en) Axial Compressor
CN102116317A (zh) 关于涡轮发动机中压缩机操作的系统及设备
JP2019007478A (ja) ロータブレード先端部
EP3098383B1 (en) Compressor airfoil with compound leading edge profile
CN113389599B (zh) 具有高加速度和低叶片转动的翼型件的涡轮发动机
CA2845615C (en) Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine engine
WO2010002294A1 (en) A vane for a gas turbine component, a gas turbine component and a gas turbine engine
US9500084B2 (en) Impeller
CN111042870A (zh) 涡轮
US11421702B2 (en) Impeller with chordwise vane thickness variation
EP3203026B1 (en) Gas turbine blade with pedestal array
US10570743B2 (en) Turbomachine having an annulus enlargment and airfoil
US20200165968A1 (en) Fan assembly having flow recirculation circuit with rotating airfoils

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200401