SU1216375A1

SU1216375A1 - Method of lowering flow non-uniformity at outlet of turbomachine vane cascade

Info

Publication number: SU1216375A1
Application number: SU833645174A
Authority: SU
Inventors: Валерий Степанович Дука; Владимир Николаевич Ершов; Иван Иванович Редин; Михаил Леонидович Угрюмов
Original assignee: Харьковский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Н.Е.Жуковского
Priority date: 1983-09-22
Filing date: 1983-09-22
Publication date: 1986-03-07

Description

Изобретение относитс к области турбомашиностроени , в частности к способу уменьшени неравномерност потока на выходе из лопаточной решетки турбомашины.The invention relates to the field of turbomachinery, in particular, to a method for reducing the irregularity of flow at the exit of the turbomachine blade.

Целью изобретени вл етс повышение КПД.The aim of the invention is to increase efficiency.

На фиг. 1 показано радиальное сечение решетки турбомашины, на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1.FIG. 1 shows a radial section of the turbomachine grille; FIG. 2 is a section A-A in FIG. one.

Лопаточна решетка турбомашины содержит лопатки 1, размещенные между обечайками 2 и 3 с образованием межлопаточных каналов 4, каждый из которых ограничен боковыми стороной 5 разрежени и стороной 6 давлени лопаток 1 и торцовыми поверхност ми 7 и 8 соответствующих обечаек 2 и 3. Входна часть 9 торцовой поверхности 8 межлопаточного канала 4 выполнена с возможностью перемещени в тангенциальном направлении и снабжена турбулизатором, вьтолненным на внутренней поверхности 10 входной части 9, в виде чередующихс кольцевых канавок 11 и гребней 12.The turbomachine blade grille contains blades 1 placed between the shells 2 and 3 to form interscapular channels 4, each of which is bounded by lateral side 5 of the dilution and side 6 of the pressure of the blades 1 and by the end surfaces 7 and 8 of the respective shells 2 and 3. The entrance part 9 is face the surface 8 of the interscapular channel 4 is adapted to move in the tangential direction and is equipped with a turbulator, which is embodied on the inner surface 10 of the inlet part 9, in the form of alternating annular grooves 11 and ridges 12.

/1/one

Способ уменьшени неравномерности потока на выходе из лопаточной решетки турбомашины реализуетс путем локализации входной неравномерности потока непрерывным перемещением входной части 9 по меньшей мере одной ограничивающей торцовой поверхности 8 канала 4 вдоль фронта решетки в направлении от стороны 5 разрежени к стороне 6 давлени межлопаточного канала 4. При этом дополнительно формируют на входной части 9 течение потока в тангенциальном направлении с одновременной его турбулизацией путем образовани устойчивых вихрей в кольцевых канавках 11.The method of reducing the flow irregularity at the exit from the turbomachine blade grate is implemented by localizing the flow irregularity by continuously moving the inlet part 9 of at least one restricting end surface 8 of channel 4 along the front of the grid in the direction 5 from the dilution side 6 to the pressure side 6 of the inter-blade channel 4. At the same time additionally forming at the inlet part 9 a flow of flow in the tangential direction with its simultaneous turbulization by the formation of stable vortices in the ring Exit grooves 11.

При реализации предлагаемого способа уменьшени неравномерности .потока на выходе из лопаточной решетки турбомашины на направл ющем аппарате двадцатиступенчатого осевого компрессора авиационного двигател марки ТЮ-117 при н к 10 его КПД возрастает от 0,85 до 0,868.When implementing the proposed method for reducing the unevenness of the flow at the exit from the blade grille of a turbomachine on the guide apparatus of a twenty-speed axial compressor of an aircraft engine of the brand TU-117, with n to 10, its efficiency increases from 0.85 to 0.868.

ФИ9.1FI9.1

ВНИИПИ Тираж 501VNIIPI Circulation 501

Заказ 975/38 ПодписноеOrder 975/38 Subscription

Филиал ППП Патент, г.Ужгород, ул,Проектна , 4Branch PPP Patent, Uzhgorod, ul, Proektna, 4

Claims

METHOD FOR REDUCING FLOW UNEQUISITY AT THE EXIT OF A TURBO MACHINE BLADE LATTICE by localizing the input flow unevenness by continuously moving the inlet part of at least one limiting end surface of the interscapular channel along the front of the lattice in the direction from the rarefaction side to the pressure side of the interscapular channel, which differs increase in efficiency, additionally form at the input part the flow flow in the tangential direction with its simultaneous turbulization.

FIG. 1