RU2633221C1 - Осевой компрессор - Google Patents
Осевой компрессор Download PDFInfo
- Publication number
- RU2633221C1 RU2633221C1 RU2016122577A RU2016122577A RU2633221C1 RU 2633221 C1 RU2633221 C1 RU 2633221C1 RU 2016122577 A RU2016122577 A RU 2016122577A RU 2016122577 A RU2016122577 A RU 2016122577A RU 2633221 C1 RU2633221 C1 RU 2633221C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- stages
- disk
- last stage
- channels
- Prior art date
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
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в осевых компрессорах. Изобретение от известных отличается тем, что в осевом компрессоре, состоящем из N ступеней, каждая из которых содержит корпус, направляющий аппарат, рабочее колесо, установленное на валу и состоящее из диска и лопаточного венца, при этом диски соседних ступеней попарно соединены и образуют кольцевую полость, согласно изобретению кольцевые полости М ступеней, начиная от последней ступени, где М<N, соединены каналами с проточной частью последней ступени, а в диске М-й ступени выполнены каналы, выходы которых расположены перед спинками лопаток, по всему ободу диска, в виде проточек под углом ϕ 1-5° относительно плоскости, проходящей вертикально оси компрессора. Изобретение позволяет увеличить коэффициент полезного действия, степень повышения давления, запас газодинамической устойчивости компрессора. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в осевых компрессорах для совершенствования их аэродинамики за счет управления течением на втулках рабочих колес.
Наиболее близким по технической сущности изобретению является осевой компрессор, состоящий из N ступеней, каждая из которых содержит корпус, направляющий аппарат, рабочее колесо, установленное на валу и состоящее из диска и лопаточного венца, при этом диски соседних ступеней попарно соединены и образуют кольцевую полость, а их лопатки вместе с ограничивающими поверхностями образуют проточную часть ступени (Ржавин Ю.А., Емин О.Н., Карасев В.Н. Лопаточные машины двигателей летательных аппаратов. Теория и расчет: Учебное пособие. - М.: МАИ - ПРИНТ, 2008. 700 с. С. 10).
Недостатком известной конструкции являются потери на вихреобразование в пограничном слое у корпуса компрессора и у втулки рабочей лопатки, вызванные отрывом пограничного слоя на спинках лопаток и образованием пристеночных вихрей, из-за перетекания потока с корыта рабочей лопатки на спинку рабочей лопатки в район их задних кромок, которые, в свою очередь, ведут к срыву потока и росту коэффициента потерь, что приводит к уменьшению КПД ступени (Даниленко Н.В., Кривель П.М. Теория авиационных двигателей. Рабочий процесс и характеристики элементов силовой установки и ее газотурбинного двигателя: Учебное пособие: В 2 ч. Ч. 1. Книга 1. - Иркутск: ИВВАИУ (ВИ), 2006. - с. 296. С. 154-155).
Техническим результатом изобретения является совершенствование аэродинамики проточной части осевого компрессора путем активного управления течением у втулки рабочего колеса для создания условий предотвращения отрыва пограничного слоя, вихреобразования, выравнивания направления и обеспечения равномерного поля скоростей потока на выходе из рабочего колеса.
Проведенные экспериментальные и расчетные исследования показали, что одним из эффективных способов управления течением у втулок рабочих колес является применение вдува рабочего тела из подводящих каналов, выполненных на внешнем диаметре обода диска и направленных в сторону спинок рабочих лопаток.
Указанный технический результат достигается тем, что в осевом компрессоре, состоящем из N ступеней, каждая из которых содержит корпус, направляющий аппарат, рабочее колесо, установленное на валу и состоящее из диска и лопаточного венца, при этом диски соседних ступеней попарно соединены и образуют кольцевую полость, согласно изобретению кольцевые полости М ступеней, начиная от последней ступени, где М<N, соединены каналами с проточной частью последней ступени, а в диске М-й ступени выполнены каналы, выходы которых расположены перед спинками лопаток, в виде проточек под углом 1-5° относительно плоскости, проходящей вертикально оси компрессора.
Сущность изобретения поясняется на фиг. 1 и 2.
На фиг. 1 показан продольный разрез нескольких ступеней осевого компрессора с конструктивным исполнением вдува в рабочем колесе, выполненном по технологии «блиск» (моноколесо), где обозначено: 1 - отверстия в дисках, служащие для подвода рабочего тела в междисковую кольцевую полость от последней ступени, 2 - диск N-й ступени, 3 - междисковая кольцевая полость, 4 - диск рабочего колеса М-й ступени с применением управляющего воздействия, 5 - подводящий канал, предназначенный для вдува рабочего тела (воздуха) на втулку рабочего колеса, 6 - рабочая лопатка, 7 - проточная часть, 8 - канал забора воздуха в междисковые кольцевые полости.
На фиг. 2 показан элемент А на фиг. 1 в масштабе 4:1.
Сущность изобретения заключается в том, что кольцевые полости М ступеней, начиная от последней ступени, где М<N, соединены каналами с проточной частью последней ступени, а в диске М-й ступени выполнены каналы, выходы которых расположены перед спинками лопаток, в виде проточек под углом 1-5° относительно плоскости, проходящей вертикально оси компрессора.
Компрессор работает следующим образом. Рабочее тело поступает из компрессора низкого давления, попадает в проточную часть компрессора высокого давления, через проточную часть воздух проходит от первой ступени до последней ступени и дальше в камеру сгорания, в проточной части компрессора существуют потери на вихреобразование в пограничном слое у корпуса компрессора и у втулки рабочей лопатки, вызванные отрывом пограничного слоя на спинках лопаток и образованием пристеночных вихрей из-за перетекания потока с корыта рабочей лопатки на спинку рабочей лопатки в район их задних кромок, которые, в свою очередь, ведут к срыву потока и росту коэффициента потерь, что приводит к уменьшению КПД ступени. На последней ступени компрессора высокого давления происходит забор воздуха в кольцевые полости, образованные попарно соединенными соседними дисками, которые между собой соединены отверстиями в дисках. Из полостей воздух попадает в подводящие каналы, выходы которых расположены перед спинками лопаток и выполнены в виде проточек под углом 1-5° градусов относительно плоскости, проходящей вертикально оси компрессора. Такое выполнение подводящих каналов обеспечивает вдув рабочего тела в проточную часть на втулке рабочего колеса в направлении спинки лопатки рабочего колеса для создания условий предотвращения отрыва потока и вихреобразования, выравнивания направления и обеспечения равномерного поля скоростей потока на выходе из рабочего колеса.
Благодаря этому достигается указанный в изобретении технический результат - увеличение коэффициента полезного действия, степени повышения давления, запаса газодинамической устойчивости компрессора.
Claims (1)
- Осевой компрессор, состоящий из N ступеней, каждая из которых содержит корпус, направляющий аппарат, рабочее колесо, установленное на валу и состоящее из диска и лопаточного венца, при этом диски соседних ступеней попарно соединены и образуют кольцевую полость, отличающийся тем, что кольцевые полости М ступеней, начиная от последней ступени, где M<N, соединены каналами с проточной частью последней ступени, а в диске М-й ступени выполнены каналы, выходы которых расположены перед спинками лопаток, в виде проточек под углом 1-5° относительно плоскости, проходящей вертикально оси компрессора.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016122577A RU2633221C1 (ru) | 2016-06-07 | 2016-06-07 | Осевой компрессор |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016122577A RU2633221C1 (ru) | 2016-06-07 | 2016-06-07 | Осевой компрессор |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2633221C1 true RU2633221C1 (ru) | 2017-10-11 |
Family
ID=60129254
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016122577A RU2633221C1 (ru) | 2016-06-07 | 2016-06-07 | Осевой компрессор |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2633221C1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2104975A (en) * | 1981-08-31 | 1983-03-16 | Gen Motors Corp | Airfoils for land vehicle fans |
US5403150A (en) * | 1988-04-28 | 1995-04-04 | Teledyne Industries, Inc. | Bearing insulating system for aircraft turbocharger |
RU2176331C1 (ru) * | 2000-04-20 | 2001-11-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Компрессор газотурбинного двигателя |
RU2241862C2 (ru) * | 2002-12-05 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Компрессор газотурбинного двигателя |
-
2016
- 2016-06-07 RU RU2016122577A patent/RU2633221C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2104975A (en) * | 1981-08-31 | 1983-03-16 | Gen Motors Corp | Airfoils for land vehicle fans |
US5403150A (en) * | 1988-04-28 | 1995-04-04 | Teledyne Industries, Inc. | Bearing insulating system for aircraft turbocharger |
RU2176331C1 (ru) * | 2000-04-20 | 2001-11-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Компрессор газотурбинного двигателя |
RU2241862C2 (ru) * | 2002-12-05 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Компрессор газотурбинного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2017110640A (ja) | ベンチュリ効果を有する端壁処置部 | |
JP2008138677A (ja) | 最新式ブースタステータベーン | |
JP6432110B2 (ja) | ガスタービン | |
JP2008138678A (ja) | 最新式ブースタロータブレード | |
CN103557166B (zh) | 一种多级离心式压缩机 | |
JP2016050494A5 (ru) | ||
JP6618799B2 (ja) | 最適化設定されたキャビティを備える圧縮機ケーシング | |
GB2544553A (en) | Gas Turbine Engine | |
US20160097297A1 (en) | Compressor and turbocharger | |
RU2011135908A (ru) | Сверхзуковой компрессорный ротор и сверхзвуковая компрессорная установка | |
CA2930755C (en) | Compressor airfoil with compound leading edge profile | |
KR102346583B1 (ko) | 배기가스 터보차저의 터빈의 배출영역 | |
JP2017160909A (ja) | タービン動翼及び蒸気タービン | |
US10215042B2 (en) | Gas turbine engine | |
US10053997B2 (en) | Gas turbine engine | |
RU2633221C1 (ru) | Осевой компрессор | |
JP6651404B2 (ja) | ターボ機械 | |
RU2677299C1 (ru) | Направляющий аппарат центробежного многоступенчатого насоса | |
Liang et al. | The recent progresses in industrial centrifugal compressor designs | |
US1535612A (en) | Blading of axial turbines | |
RU2699860C2 (ru) | Усовершенствованная улитка для турбомашины, турбомашина, содержащая такую улитку, и способ работы | |
US11408307B2 (en) | Gas turbine | |
RU2694454C1 (ru) | Осевой компрессор | |
Zhang et al. | Performance improvement of a centrifugal compressor stage by using different vaned diffusers | |
RU2452876C1 (ru) | Ступень центробежного компрессора |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180608 |