RU2566361C1 - Scroll case of axial high pressure compressor - Google Patents
Scroll case of axial high pressure compressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2566361C1 RU2566361C1 RU2014122238/06A RU2014122238A RU2566361C1 RU 2566361 C1 RU2566361 C1 RU 2566361C1 RU 2014122238/06 A RU2014122238/06 A RU 2014122238/06A RU 2014122238 A RU2014122238 A RU 2014122238A RU 2566361 C1 RU2566361 C1 RU 2566361C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flange
- air
- axis
- air supply
- needs
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкциям корпусов осевых компрессоров высокого давления современных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine construction, and in particular to the housing structures of axial high pressure compressors of modern gas turbine engines.
Известна конструкция спирального корпуса радиальной вихревой турбомашины, в которой имеется вращающееся рабочее центробежное колесо, предназначенное для нагнетания воздуха (Патент RU №2430274, F04D 29/22, F04D 29/28, опубл. 27.09.2011 г.).A known design of the spiral casing of a radial vortex turbomachine, in which there is a rotating centrifugal impeller, designed to pump air (Patent RU No. 2430274, F04D 29/22, F04D 29/28, publ. 09/27/2011).
Однако известная конструкция не предназначена для использования в осевых компрессорах, обеспечивающих подвод воздуха на самолетные и внутридвигательные нужды.However, the known design is not intended for use in axial compressors, providing air supply for aircraft and inboard engines.
Наиболее близким к заявляемому является спиральный корпус осевого компрессора высокого давления, выполненный в форме «улитки» со спиральным диффузорным каналом, кольцевой щелью забора воздуха и выходным фланцем перепуска воздуха диффузорного канала (Патент RU №2118463, F01D 9/02, F04D 29/42, опубл. 27.08.1998 г.).Closest to the claimed is a spiral casing of an axial high-pressure compressor, made in the form of a "snail" with a spiral diffuser channel, an annular slit of air intake and an outlet flange of the air bypass of the diffuser channel (Patent RU No. 21118463,
Известный корпус содержит один диффузорный канал с прямой осью, что не обеспечивает необходимую пропускную способность воздуха при заданных габаритах спирального корпуса, имеет низкие газодинамические и прочностные характеристики из-за высоких потерь полного давления. Корпус выполнен цельным, трудоемок и затратен при изготовлении, а также имеет большой вес.The known casing contains one diffuser channel with a straight axis, which does not provide the necessary air throughput at the given dimensions of the spiral casing, has low gas-dynamic and strength characteristics due to high total pressure losses. The case is made integral, time-consuming and costly to manufacture, and also has a large weight.
Техническим результатом заявленного изобретения является повышение газодинамических и прочностных характеристик компрессора, а также снижение веса корпуса и трудозатрат на его изготовление.The technical result of the claimed invention is to increase the gas-dynamic and strength characteristics of the compressor, as well as reducing the weight of the casing and labor costs for its manufacture.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что спиральный корпус осевого компрессора высокого давления, выполненный в форме «улитки» со спиральным диффузорным каналом, кольцевой щелью забора воздуха и выходным фланцем перепуска воздуха диффузорного канала, согласно изобретению дополнительно содержит выходной фланец подвода воздуха на внутридвигательные нужды и выходной фланец подвода воздуха на самолетные нужды, выполненные расширяющимися к выходу и расположенные друг за другом по окружности корпуса, при этом ось выходного фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды и ось фланца подвода воздуха на самолетные нужды расположены под углом β1=25-50° относительно вертикальной оси, а ось выходного фланца перепуска воздуха расположена под углом β2=5-10° относительно горизонтальной оси, причемThe specified technical result is ensured by the fact that the spiral casing of the axial high-pressure compressor, made in the form of a "snail" with a spiral diffuser channel, an annular slit of air intake and an outlet flange of the air bypass of the diffuser channel, according to the invention further comprises an output flange for supplying air to the internal motor needs and an output air supply flange for aircraft needs made expanding towards the outlet and arranged one after another around the circumference of the hull, while the axis of the outlet a flange on the air supply vnutridvigatelnye needs and supplying air to aircraft axle flange needs are at an angle β 1 = 25-50 ° about a vertical axis, and the outlet flange bypass air axis disposed at an angle β 2 = 5-10 ° relative to a horizontal axis, wherein
F1/F2=1,30-1,35,F 1 / F 2 = 1.30-1.35,
F1/F5=F1/F4=1,3-1,7,F 1 / F 5 = F 1 / F 4 = 1.3-1.7,
F1/F3=2,0-2,5,F 1 / F 3 = 2.0-2.5,
где F1 - площадь кольцевой щели забора воздуха,where F 1 - the area of the annular gap of the air intake,
F2 - максимальная площадь сечения спирального диффузорного канала перед фланцем перепуска воздуха,F 2 - the maximum cross-sectional area of the spiral diffuser channel in front of the air bypass flange,
F3 - площадь проходного сечения выходного фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды,F 3 - the area of the orifice of the outlet flange of the air supply for intra-motor needs,
F4 - площадь проходного сечения выходного фланца подвода воздуха на самолетные нужды,F 4 - the area of the bore of the outlet flange of the air supply for aircraft needs,
F5 - площадь проходного сечения выходного фланца перепуска воздуха, а корпус выполнен из двух частей, в местах крепления которых установлены ребра жесткости.F 5 - the area of the passage section of the outlet flange of the air bypass, and the housing is made of two parts, in the places of attachment of which stiffeners are installed.
При этом угол между осями фланца перепуска воздуха и фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды β3=76°, угол между осями фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды и фланца подвода воздуха на самолетные нужды β4=160 и угол между осями фланца подвода воздуха на самолетные нужды и фланца перепуска воздуха β5=124°.The angle between the axes of the flange of the air bypass and the flange of the air supply to the internal motor needs β 3 = 76 °, the angle between the axes of the flange of the air supply to the internal motor needs and the flange of the air supply to the aircraft needs β 4 = 160 and the angle between the axes of the flange of the air supply to the aircraft needs and flange of air bypass β 5 = 124 °.
Повышение газодинамических и прочностных характеристик компрессора достигается за счет снижения потерь полного давления в спиральном корпусе, обеспечения равномерности воздушного потока в окружном и радиальном направлениях и обеспечения стабильности внутреннего диаметра корпуса в зоне подвода воздуха. При этом заявляемая конструкция спирального корпуса осевого компрессора высокого давления обладает меньшим весом (по сравнению с известными аналогами) и обеспечивает минимальные трудозатраты при его изготовлении.Improving the gas-dynamic and strength characteristics of the compressor is achieved by reducing the loss of total pressure in the spiral casing, ensuring uniform air flow in the circumferential and radial directions, and ensuring the stability of the inner diameter of the casing in the air supply zone. Moreover, the inventive design of the spiral casing of the axial high-pressure compressor has a lower weight (compared with the known analogues) and provides minimal labor costs in its manufacture.
Конструкция корпуса проиллюстрирована на чертежах:The design of the housing is illustrated in the drawings:
на фиг. 1 показано продольное сечение;in FIG. 1 shows a longitudinal section;
на фиг. 2 показан вид А-А на фиг. 1.in FIG. 2 shows a view AA in FIG. one.
Спиральный корпус, имеющий форму «улитки», включает кольцевую щель 1 забора воздуха, предназначенную для забора воздуха из проточной части компрессора (не показан) в кольцевую спиральную полость 2 и имеющую площадь F1, выходной фланец 3 перепуска воздуха. Спиральный диффузорный канал перед выходным фланцем 3 имеет максимальную площадь F2 сечения перепуска воздуха. Корпус содержит два дополнительных выходных фланца: выходной фланец 4 подвода воздуха на самолетные нужды и выходной фланец 5 подвода воздуха на внутридвигательные нужды. Выходные фланцы 4 и 5 выполнены расширяющимися к выходу и расположены друг за другом по окружности корпуса. Оси выходных фланцев 4 и 5 расположены под углом β1=25-50° относительно вертикальной оси, а ось выходного фланца 3 перепуска воздуха - под углом β2=5-10° относительно горизонтальной оси.The spiral housing having the shape of a "snail" includes an
Площади F3, F4, F5 проходных сечений фланцев 5, 4, 3 на выходе и угловое (β3, β4, β5) расположение их по окружности корпуса определяют расчетным путем в зависимости от величин расходов и скоростей прохода воздуха через указанные фланцы, исходя из соблюдения следующих условий:The areas F 3 , F 4 , F 5 of the passage sections of the
F1/F2=1,30-1,35,F 1 / F 2 = 1.30-1.35,
F1/F5=F1/F4=1,3-1,7,F 1 / F 5 = F 1 / F 4 = 1.3-1.7,
F1/F3=2,0-2,5,F 1 / F 3 = 2.0-2.5,
где F1 - площадь кольцевой щели 1 забора воздуха,where F 1 - the area of the
F2 - максимальная площадь сечения спирального диффузорного канала перед фланцем 3 перепуска воздуха,F 2 - the maximum cross-sectional area of the spiral diffuser channel in front of the flange 3 of the air bypass,
F3 - площадь проходного сечения выходного фланца 5 подвода воздуха на внутридвигательные нужды,F 3 - the area of the bore of the
F4 - площадь проходного сечения выходного фланца 4 подвода воздуха на самолетные нужды,F 4 - the area of the bore of the outlet flange 4 of the air supply for aircraft needs,
F5 - площадь проходного сечения выходного фланца 3 перепуска воздуха.F 5 - the area of the bore of the outlet flange 3 bypass air.
Оптимальными величинами углов β3, β4, β5 являются: β3=76°, β4=160° и β5=124°.The optimal angles β 3 , β 4 , β 5 are: β 3 = 76 °, β 4 = 160 ° and β 5 = 124 °.
Спиральный корпус осевого компрессора получен методом литья и выполнен разъемным, состоящим из двух частей 6 и 7, в местах крепления которых установлены ребра жесткости 8. Наклонная перегородка 9 служит для разграничения области начала подачи воздуха из кольцевой щели 1 и потока воздуха, идущего непосредственно на перепуск. Также перегородка 9 обеспечивает дополнительное жесткое крепление корпуса и стабильность внутреннего диаметра корпуса в зоне подвода воздуха.The spiral casing of the axial compressor is obtained by casting and made detachable, consisting of two parts 6 and 7, in the places of attachment of which stiffeners 8 are installed. The
Во время работы спирального корпуса на него действуют осевые силы до 20 тонн со стороны ротора компрессора. Были проведены трехмерные прочностные и газодинамические расчеты с помощью пакета ANSYS 14.0 и ANSYSCFX 14.0, результаты которых подтверждают эффективность использования заявляемой конструкции корпуса. А также при проектировании корпуса были проанализированы теоретические и аналитические зависимости относительных величин потерь энергии в диффузорных каналах (Ю.С. Подобуев, К.П. Селезнев, «Теория расчета осевых и центробежных компрессоров», 1957).During operation of the spiral casing, axial forces of up to 20 tons act on it from the compressor rotor. Three-dimensional strength and gas-dynamic calculations were performed using the ANSYS 14.0 and ANSYSCFX 14.0 packages, the results of which confirm the effectiveness of using the inventive housing design. Also, when designing the casing, the theoretical and analytical dependencies of the relative values of energy losses in diffuser channels were analyzed (Yu.S. Podobuev, KP Seleznev, “Theory of calculation of axial and centrifugal compressors”, 1957).
Заявляемая конструкция спирального корпуса осевого компрессора работает следующим образом.The inventive design of a spiral housing of an axial compressor operates as follows.
Во время работы компрессора высокого давления через кольцевую щель 1, расположенную за направляющим аппаратом средней ступени, отбирается воздух, который поступает в кольцевую спиральную полость 2. По спиральной траектории воздух движется к местам его выхода. Часть воздуха через выходной фланец 4 поступает на самолетные нужды на низких режимах работы двигателя, причем заслонка фланца 5 закрыта. При высоких режимах работы двигателя часть воздуха через выходной фланец 5 поступает на внутридвигательные нужды, причем заслонка фланца 4 закрыта. Через фланец 3 осуществляется перепуск воздуха в каналах наружного контура на всех режимах.During operation of the high-pressure compressor through the
Спиральный корпус работает на протяжении всего рабочего цикла компрессора, обеспечивая при этом постоянный отбор воздуха в зависимости от режима, диапазон которого меняется от 4 до 18% от расхода воздуха на входе в компрессор высокого давления.The spiral casing operates throughout the entire compressor operating cycle, while ensuring constant air extraction depending on the mode, the range of which varies from 4 to 18% of the air flow rate at the inlet to the high-pressure compressor.
Предложенную конструкцию корпуса осевого компрессора высокого давления планируется использовать на современных газотурбинных двигателях.The proposed design of the housing of an axial high-pressure compressor is planned to be used on modern gas turbine engines.
Claims (2)
F1/F2=1,30-1,35,
F1/F5=F1/F4=1,3-1,7,
F1/F3=2,0-2,5,
где F1 - площадь кольцевой щели забора воздуха,
F2 - максимальная площадь сечения спирального диффузорного канала перед фланцем перепуска воздуха,
F3 - площадь проходного сечения выходного фланца подвода воздуха на внутридвигательные нужды,
F4 - площадь проходного сечения выходного фланца подвода воздуха на самолетные нужды,
F5 - площадь проходного сечения выходного фланца перепуска воздуха, а корпус выполнен из двух частей, в местах крепления которых установлены ребра жесткости.1. The spiral housing of the axial high-pressure compressor, made in the form of a "snail" with a spiral diffuser channel, an annular slit of air intake and an outlet flange of the air bypass of the diffuser channel, characterized in that it further comprises an output flange for supplying air to the internal motor needs and an output flange for supplying air for aircraft needs made expanding towards the exit and located one after the other around the circumference of the hull, while the axis of the output flange for supplying air to the internal motor needs and the axis of the flange for supplying air to aircraft needs is located at an angle β 1 = 25-50 ° relative to the vertical axis, and the axis of the outlet flange for air bypass is located at an angle β 2 = 5-10 ° relative to the horizontal axis, and
F 1 / F 2 = 1.30-1.35,
F 1 / F 5 = F 1 / F 4 = 1.3-1.7,
F 1 / F 3 = 2.0-2.5,
where F 1 - the area of the annular gap of the air intake,
F 2 - the maximum cross-sectional area of the spiral diffuser channel in front of the air bypass flange,
F 3 - the area of the orifice of the outlet flange of the air supply for intra-motor needs,
F 4 - the area of the bore of the outlet flange of the air supply for aircraft needs,
F 5 - the area of the passage section of the outlet flange of the air bypass, and the housing is made of two parts, in the places of attachment of which stiffeners are installed.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014122238/06A RU2566361C1 (en) | 2014-06-02 | 2014-06-02 | Scroll case of axial high pressure compressor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014122238/06A RU2566361C1 (en) | 2014-06-02 | 2014-06-02 | Scroll case of axial high pressure compressor |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2566361C1 true RU2566361C1 (en) | 2015-10-27 |
Family
ID=54362197
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014122238/06A RU2566361C1 (en) | 2014-06-02 | 2014-06-02 | Scroll case of axial high pressure compressor |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2566361C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2118463C1 (en) * | 1993-09-17 | 1998-08-27 | Ман Гутехоффнунгсхютте АГ | Scroll case for turbomachines |
US7159402B2 (en) * | 2001-12-05 | 2007-01-09 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vortex reducer in the high-pressure compressor of a gas turbine |
RU64288U1 (en) * | 2007-03-05 | 2007-06-27 | Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" | DRIVE GAS TURBINE ENGINE |
RU2302558C1 (en) * | 2005-11-24 | 2007-07-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Compressor of gas-turbine engine |
-
2014
- 2014-06-02 RU RU2014122238/06A patent/RU2566361C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2118463C1 (en) * | 1993-09-17 | 1998-08-27 | Ман Гутехоффнунгсхютте АГ | Scroll case for turbomachines |
US7159402B2 (en) * | 2001-12-05 | 2007-01-09 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vortex reducer in the high-pressure compressor of a gas turbine |
RU2302558C1 (en) * | 2005-11-24 | 2007-07-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Compressor of gas-turbine engine |
RU64288U1 (en) * | 2007-03-05 | 2007-06-27 | Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" | DRIVE GAS TURBINE ENGINE |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107109947B (en) | The stator of aircraft turbine engine | |
EP2982847B1 (en) | Turbocharger with twin parallel compressor impellers and having center housing features for conditioning flow in the rear impeller | |
JP6468414B2 (en) | Compressor vane, axial compressor, and gas turbine | |
JP6128230B2 (en) | Centrifugal compressor and turbocharger | |
EP3730799A1 (en) | Intermediate intake-type diaphragm and centrifugal rotating machine | |
EP3061975B1 (en) | Axial compressor with flow recirculation | |
JP2018135768A (en) | Centrifugal compressor | |
CN105705796A (en) | Centrifugal turbomachine diffuser with large vaneless portion upstream of a small vaned portion | |
RU2565253C2 (en) | Supersonic compressor rotor and supersonic compressor plant | |
KR20190060710A (en) | Radial compressor and turbocharger | |
US11585347B2 (en) | Mixed-flow compressor configuration for a refrigeration system | |
CN101506488B (en) | Compressor housing | |
US10393019B2 (en) | Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine | |
KR102346583B1 (en) | Discharge region of a turbocharger turbine | |
JP2014152637A (en) | Centrifugal compressor | |
CA2938121C (en) | Counter-rotating compressor | |
RU2566361C1 (en) | Scroll case of axial high pressure compressor | |
EP3156602A1 (en) | Axial-flow-machine blade | |
JP2013224627A (en) | Axial flow fan | |
CN107624150B (en) | Guide vane, radial compressor, exhaust gas turbocharger | |
US10794397B2 (en) | Rotor blade and axial flow rotary machine | |
RU2490496C2 (en) | Outlet device of double-flow gas-turbine engine | |
RU2567892C1 (en) | High-pressure compressor stator | |
JP2021011828A (en) | Multistage centrifugal compressor | |
RU2452876C1 (en) | Radial-flow compressor stage |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20190923 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210325 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210520 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210701 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20211018 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20220426 |