SU785528A1 - Double-row blade grid for turbomachine - Google Patents

Double-row blade grid for turbomachine Download PDF

Info

Publication number
SU785528A1
SU785528A1 SU792722709A SU2722709A SU785528A1 SU 785528 A1 SU785528 A1 SU 785528A1 SU 792722709 A SU792722709 A SU 792722709A SU 2722709 A SU2722709 A SU 2722709A SU 785528 A1 SU785528 A1 SU 785528A1
Authority
SU
USSR - Soviet Union
Prior art keywords
blades
main
angle
turbomachine
additional
Prior art date
Application number
SU792722709A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Александрович Данилов
Виктор Григорьевич Нефедов
Людмила Александровна Очкова-Начева
Феликс Сергеевич Рекстин
Юрий Николаевич Сосенков
Original Assignee
Предприятие П/Я Р-6956
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 Предприятие П/Я Р-6956 filed Critical Предприятие П/Я Р-6956
Priority to SU792722709A priority Critical patent/SU785528A1/en
Application granted granted Critical
Publication of SU785528A1 publication Critical patent/SU785528A1/en

Links

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

(54) ДВУХРЯДНАЯ ЛОПАТОЧНАЯ РЕШЕТКА ТУРБОМАШИНЫ(54) DOUBLE RANGE TURBOMASHINE BLADE GRID

II

Изобретение относитс  к турбомаШиностроению .This invention relates to a turbine turbine.

Известна двухр дна  лопаточна  решетка турбомашины, содержаща  основные и установленные в их межлопаточ- 5 ных каналах дополнительные лопатки. Дл  повышени  эффективности работы решетки на нерасчетных режимах дополнительные лопатки установлены с неравномерным шагом по две в каждом 10 межлопаточном канале и смещены относительно выходных кромок основных лопаток в направлении потока . Однако подобное выполнение лопаток не обеспечивает максимальной эффектив- 15 ности решетки,так как не определено оптимальное расположение дополнительных лопаток.The two-sided blade grate of the turbomachine is known, containing the main and additional blades installed in their interscapular channels. To increase the lattice efficiency in off-design modes, the additional blades are installed with an uneven pitch of two in each 10 interscapular channel and shifted relative to the output edges of the main blades in the direction of flow. However, such a design of the blades does not provide the maximum efficiency of the lattice, since the optimal location of the additional blades is not determined.

Известна также двухр дна  лопаточ- 20 на  решетка турбомаииины, содержаща  основные и установленные в их межлопаточных каналах дополнительные лопатки , центры профилей которых смещены относительно одноименных координат 25 основных лопаток по фронту и оси решетки в направлении потока .Also known is the two-blade bottom of the blade-20 on the turbomachine grid, containing the main blades and additional blades installed in their interscapular channels, the profile centers of which are offset from the same coordinates of the 25 main blades along the front and grid axis in the direction of flow.

Однако и в этой решетке не определено однозначно оптимальное расположение дополнительных лопаток и,следо-зоHowever, even in this lattice, the optimal location of the additional blades is not determined uniquely and, consequently,

вательно, не обеспечена максимальна  эффективность решетки.However, the grid efficiency is not maximized.

Целью данного изобретени   вл етс  уменьшение гидравлических потерь.The purpose of this invention is to reduce hydraulic losses.

Указанна  цель достигаетс  тем, что дополнительные лопатки имеют угол изогнутости, составл ющий 0,6fO,9 от угла изогнутости основных лопаток, и установлены под углом - 0,9т1.2от угла установки основных лопаток, а густота решетки по фронту основных лопаток составл ет 0,05тО,2 от густоты решетки по фронту дополнительных лопаток.This goal is achieved by the fact that the additional blades have an angle of curvature of 0.6fO, 9 from the angle of curvature of the main blades, and are set at an angle of 0.9 m 1.2 from the angle of installation of the main blades, and the density of the lattice on the front of the main blades is 0 , 05тО, 2 of the density of the lattice along the front of the additional blades.

На фиг. 1 изображена двухр дна  лопаточна  решетка турбомашины; на фиг. 2 - вариант выполнени  лопаточной решетки турбомашин(з1.FIG. 1 shows a two-bed bottom turbomachine grille; in fig. 2 - a variant of the blade grille of turbomachines (s1.

Двухр дна  лопаточна  решетка турбомашины , содержит основные лопатки 1 и установленные в их межлопаточных каналах дополнительные лопатки 2, центры профилей которых смещены относительно одноименных координат основных лопаток 1 по фронту и оси решетки в направлении потока, причем дополнительные лопатки 2 имеют угол 9u ®Si 4P U изогнутости, составл ю ,щШ 0,6-:-0,9 от угла 9 (6 (5А2 Рл() изогнутости основных лопаток 1 и усThe bipod of the turbomachine blades has two main blades 1 and additional blades 2 installed in their interscapular channels, whose profile centers are offset relative to the coordinates of the main blades 1 along the front and the axis of the lattice in the direction of flow, and the additional blades 2 have an angle of 9u ®Si 4P U curvature, constituting, shch 0,6 -: - 0,9 from the angle 9 (6 (5А2 Рл () the curvature of the main blades 1 and

Claims (1)

Формула изобретенияClaim Двухрядная лопаточная решетка трубомашины, преимущественно осевого микрорасходного компрессора, содержащая основные и установленные в их межлопаточных каналах дополнительные лопатки, центры профилей которых смещены относительно одноименных координат основных лопаток по фронту и оси решетки в направлении потока, о тличающаяся тем, что, с целью уменьшения гидравлических потерь, дополнительные-лопатки имеют угол изогнутости, составляющий 0,6т0,9 от угла изогнутости основных лопаток, и установлены под углом - 0,9^1,2 от угла установки основных лопаток/ а густота решетки по фронту основных лопаток составляет 0,05^0,2 от густоты решетки по фронту дополнительных лопаток.A double-row blade lattice of a pipe machine, mainly an axial microdifferential compressor, containing main and additional blades installed in their interscapular channels, the profile centers of which are offset relative to the coordinates of the main blades of the same name along the front and axis of the lattice in the flow direction, characterized in that, in order to reduce hydraulic losses The additional blades have a bending angle of 0.6 to 0.9 from the bending angle of the main blades, and are installed at an angle of 0.9 ^ 1.2 from the installation angle. x blades / a, the density of the grating along the front of the main blades is 0.05 ^ 0.2 of the density of the grating along the front of the additional blades.
SU792722709A 1979-02-09 1979-02-09 Double-row blade grid for turbomachine SU785528A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU792722709A SU785528A1 (en) 1979-02-09 1979-02-09 Double-row blade grid for turbomachine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU792722709A SU785528A1 (en) 1979-02-09 1979-02-09 Double-row blade grid for turbomachine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
SU785528A1 true SU785528A1 (en) 1980-12-07

Family

ID=20809411

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU792722709A SU785528A1 (en) 1979-02-09 1979-02-09 Double-row blade grid for turbomachine

Country Status (1)

Country Link
SU (1) SU785528A1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5299914A (en) * 1991-09-11 1994-04-05 General Electric Company Staggered fan blade assembly for a turbofan engine
RU2456458C2 (en) * 2006-10-20 2012-07-20 Снекма Gas turbine engine compressor platform; gas turbine engine compressor and gas turbine engine
CN113825931A (en) * 2019-05-15 2021-12-21 赛峰直升机发动机公司 Pinion gear of turbine engine with web comprising cross-linked structure

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5299914A (en) * 1991-09-11 1994-04-05 General Electric Company Staggered fan blade assembly for a turbofan engine
RU2456458C2 (en) * 2006-10-20 2012-07-20 Снекма Gas turbine engine compressor platform; gas turbine engine compressor and gas turbine engine
CN113825931A (en) * 2019-05-15 2021-12-21 赛峰直升机发动机公司 Pinion gear of turbine engine with web comprising cross-linked structure

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7300247B2 (en) Axial flow turbine
GB1240568A (en) Outlet housing of an axial-flow turbomachine
US3893787A (en) Centrifugal compressor boundary layer control
US20110146229A1 (en) Integration of a Surface Heat Exchanger to the Wall of an Aerodynamic Flowpath by a Structure of Reinforcement Rods
RU99101084A (en) TURBINE AND ALSO A METHOD FOR COOLING A TURBINE
US5791136A (en) Combined-cycle power generation plant, including a gas turbine, an annual exhaust gas channel having swirl suppression vanes, and a heat recovery boiler
RU93043403A (en) AXIAL FLOW TURBINE
US6345952B1 (en) Steam turbine
GB2264755A (en) Stator blade construction
GB1602235A (en) Crossover duct
GB1602939A (en) Crossover duct assembly primarily for multi-stage compressors
JPH0670378B2 (en) Transition duct seal structure
GB2139292A (en) Compressor casings
SU785528A1 (en) Double-row blade grid for turbomachine
GB1087514A (en) Arrangement for damping vibration of steam-turbine blades
DK0457240T3 (en) Turbine engine steps with reduced secondary losses
US3600781A (en) Method of producing a stator vane for a gas turbine engine
CN100419256C (en) Circular cellular rotor
GB2115881A (en) Gas turbine engine stator vane assembly
SU1159970A1 (en) Stage of turbomachine
SU1733702A2 (en) Turbo-machine blade grid
SU992749A1 (en) Centrifugal turbine impeller
SU1751431A1 (en) Blade diffuser of centrifugal turbine machine
SU979716A1 (en) Vortex machine
SU1605002A1 (en) Compartment of axial-flow turbomachine