DE1301639B

DE1301639B - Ring-shaped inlet duct for the edge turbine of a blower

Info

Publication number: DE1301639B
Application number: DE1963G0038639
Authority: DE
Inventors: Simonson Marvin Ray
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1963-09-09
Filing date: 1963-09-09
Publication date: 1969-08-21

Description

Die Erfindung betrifft einen ringförmigen Eintrittskanal, dessen Wanddurchmesser bis zum Ende eines Laufschaufelkranzes auf gekrümmter Bahn abnehmen, für die Randturbine eines Gebläses jeweils vorwiegend axialer Durchströmrichtung, wobei die Leit-und Laufschaufeln der Turbine Tragflächenprofil gleichen Querschnitts und Anstellwinkels von ihrer Wurzel bis zur Spitze haben.The invention relates to an annular inlet channel, the wall diameter of which Remove on a curved path to the end of a rotor blade ring for the edge turbine of a fan in each case predominantly axial flow direction, with the guide and The blades of the turbine with the wing profile of the same cross-section and angle of attack from root to tip.

Gebläse mit Randturbinen werden beispielsweise bei Senkrechtstart-Flugzeugen verwendet. Derartige Gebläse können aber auch als Reisetriebwerke für Flugzeuge Anwendung finden. Bei den üblichen Turbinen mit verwundenen Schaufeln zur Erzeugung einer freien Wirbelströmung steigt der statische Druck im Ringraum zwischen dem Leitschaufelkranz und dem Laufschaufelkranz der Turbine von der Wurzel zur Spitze hin wegen der Krümmung der Strömung in der Maschinen-Querebene an. Mit anderen Worten neigt das Strömungsmittel dazu, sich unter der Einwirkung der Zentrifugalkraft zu den Spitzen der Schaufeln hin zu verdichten. Bei einer derartigen Gestaltung verläßt das Gas die Leitschaufeln mit einer Umfangskomponente und die Zentrifugalkraft wirkt auf diese Umfangskomponente der Gasgeschwindigkeit ein, wenn sich die Gasteilchen im Ringraum schraubenförmig bewegen und erzeugt einen statischen Druckgradienten radial nach außen zu. Der höhere Druck an den Spitzen der Schaufeln führt zu Dichtungsproblemen. Weiterhin sind verwundene Schaufeln erforderlich, die wesentlich aufwendiger sind.Edge turbine blowers are used in vertical take-off aircraft, for example used. Such fans can also be used as travel engines for aircraft Find application. With the usual turbines with twisted blades for generation a free vortex flow increases the static pressure in the annulus between the Guide vane ring and the rotor blade ring of the turbine from root to tip because of the curvature of the flow in the transverse plane of the machine. In other words the fluid tends to twist under the action of centrifugal force to compress the tips of the blades. With such a design leaves the gas the guide vanes with a peripheral component and the centrifugal force acts on this circumferential component of the gas velocity when the gas particles move helically in the annulus and creates a static pressure gradient radially outwards. The higher pressure at the tips of the blades leads to sealing problems. Furthermore, twisted blades are required, which are much more expensive.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, im ringförmigen Eintrittskanal der Randturbine eines Gebläses die Ausbildung eines radialen statischen Druckgradienten zu verhindern. Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß die radial inneren und äußeren Wandungen des Eintrittskanals gemäß folgender Formel gekrümmt sind: wobei R = radialer Abstand der Wandung von der Turbinenachse, R" = radialer Abstand der Wandung an der Hinterkante der Laufschaufel von der Turbinenachse, x und z = Umfangs- und Axialwegkomponenten eines Teilchens des Arbeitsmittels auf seiner Bewegungsbahn vom Schaufelkranz durch den Laufschaufelkranz in einem rechtwinkligen Koordinatensystem, das seinen Nullpunkt an der Hinterkante der Laufschaufel hat, ƒ = Neigungswinkel der Strömungsbahn an der Laufschaufelhinterkante.The invention is based on the object of preventing the formation of a radial static pressure gradient in the annular inlet duct of the edge turbine of a blower. According to the invention, this is achieved in that the radially inner and outer walls of the inlet channel are curved according to the following formula: where R = radial distance of the wall from the turbine axis, R "= radial distance of the wall at the rear edge of the blade from the turbine axis, x and z = circumferential and axial path components of a particle of the working fluid on its path of movement from the blade ring through the blade ring in a right-angled Coordinate system that has its zero point at the rear edge of the blade, ƒ = angle of inclination of the flow path at the rear edge of the blade.

Hierdurch erteilen die Wandungen des Eintrittskanals dem Gasstrom in der Meridianebene eine Krümmung, die der Wirkung der Krümmung in der Maschinen-Querebene entgegenwirkt. Wegen der Wirkung der Zentrifugalkraft wird das Gas radial nach außen hin verdichtet. Erfindungsgemäß wird dem Gasstrom die richtige Krümmung erteilt, um dieser nach außen gerichteten Kraft entgegenzuwirken; dadurch wird es den Gasteilchen ermöglicht, sich in der Richtung, in der es den Leitkranz vcrläßt, fortzubewegen. In vorteilhafter Weise werden die Unterschiede der Leitkranzaustrittsgeschwindigkeit über dem Radius ausgeschaltet; dies ermöglicht die Verwendung einer nicht verwundenen Beschaufelung gleichen Querschnitts und Anstellwinkels von der Wurzel bis zur Spitze der Schaufeln.As a result, the walls of the inlet channel allow the gas flow a curvature in the meridian plane that corresponds to the effect of the curvature in the transverse plane of the machine counteracts. Because of the effect of centrifugal force, the gas is radially outward condensed. According to the invention, the gas flow is given the correct curvature, to counteract this outward force; thereby it becomes the gas particles allows it to move in the direction in which it leaves the guide ring. The differences in the guide vane exit speed are advantageous turned off over the radius; this enables the use of a non-twisted one Blading of the same cross-section and angle of attack from the root to the tip of the shovels.

Es kann vorteilhaft sein, daß sich die nach vorstehender Formel bemessene Krümmung wenigstens von einem Drittel des Sehnenabstands zwischen der Vorderkante des Leitschaufelkranzes und der Hinterkante des Laufschaufelkranzes stromabwärts erstreckt.It can be advantageous that the formula above is measured Curvature of at least one third of the chordal distance between the leading edge of the guide vane ring and the trailing edge of the blade ring downstream extends.

Die Erfindung soll in der folgenden Beschreibung unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung erläutert werden. Es zeigt F i g. 1 schematisch eine übliche Randturbine eines Gebläses, wobei der Weg eines Teilchens des die Düse verlassenden Arbeitsmittels dargestellt ist, F i g. 2 wie F i g. 1, jedoch mit dem Wegverlauf bei Anwendung der Erfindung, F i g. 3 einen Meridianschnitt durch den gekrümmten Eintrittskanal gemäß der Erfindung, F i g. 4 wie F i g. 3, jedoch in Verbindung mit einer Eintrittsspirale, die eine geringe axiale Länge aufweist, F i g. 5 eine zweidimensionale Darstellung der Größen zur Berechnung des erfindungsgemäßen Eintrittskanals, gesehen in Richtung der X-Achse der F i g. 6 (= Meridianebene), F i g. 6 eine perspektivische dreidimensionale Darstellung der zur Berechnung des erfindungsgemäßen Entrittskanals nötigen Größen.The invention is intended to be referred to in the following description to be explained on the figures of the drawing. It shows F i g. 1 schematically a usual edge turbine of a blower, with the path of a particle leaving the nozzle Working means is shown, F i g. 2 as in FIG. 1, but with the route when applying the invention, FIG. 3 a meridional section through the curved Inlet channel according to the invention, FIG. 4 as in FIG. 3, but in conjunction with an inlet spiral which has a small axial length, F i g. 5 a two-dimensional representation of the variables for calculating the inlet channel according to the invention, seen in the direction of the X-axis of FIG. 6 (= meridian plane), F i g. 6 a perspective three-dimensional representation of the calculation of the entry channel according to the invention necessary sizes.

Beim Aufbau von Turbinen ist es allgemein üblich, eine sogenannte freie Wirbeauslegung zu verwenden; bei dieser tritt eine konstante Axialkomponente der Austrittsgeschwindigkeit aus der Düse und eine Umfangskomponente auf, die sich umgekehrt mit dem Radius ändert. Bekanntlich ändert sich die Umfangsgeschwindigkeit direkt proportional zum Radius. Da die Umfangskomponente der Geschwindigkeit relativ zur Schaufel die Differenz zwischen der Umfangskomponente der Düsengeschwindigkeit und der Umfangsgeschwindigkeit ist, ändert sich die Umfangsgeschwindigkeit relativ zur Schaufel, und zwar nimmt sie von der Wurzel zur Spitze der Leitschaufel hin ab. Da die Relativgeschwindigkeit der Schaufel die Resultante der Umfangsgeschwindigkeitskomponente relativ zur Schaufel und der konstanten Axialkomponente der Austrittsgeschwindigkeit aus der Düse ist, ändern sich die Relativgeschwindigkeit und der Winkel der Relativgeschwindigkeit der Schaufel. Da die Eintrittskante der Laufschaufel mit der Strömung annähernd fluchten muß, müssen die Schaufeln sich über ihrer Länge ändernde Anstellwinkel aufweisen. Dies führt zu einer verwundenen Ausbildung der Schaufelung. Es ist wegen der Fertigungskosten wünschenswert, eine verwundene Beschaufelung und quer zum Eintrittskanal einen Druckgradienten zu vermeiden, um an den Spitzen der Schaufelung hohe Drücke und daraus sich ergebende Undichtheiten zu vermeiden; weiterhin ist es wünschenswert, für in Tragflächen befestigten Gebläseturbinen eine Eintrittsspirale zu verwenden, die eine minimale axiale Tiefe aufweist.When building turbines, it is common practice to use a so-called to use free vortex design; in this case there is a constant axial component the exit velocity from the nozzle and a circumferential component that is inversely changes with the radius. As is known, the peripheral speed changes directly proportional to the radius. Because the circumferential component of speed is relative to the blade is the difference between the circumferential component of the nozzle speed and the peripheral speed, the peripheral speed changes relatively to the vane, taking it from the root to the tip of the guide vane away. Since the relative speed of the blade is the resultant of the peripheral speed component relative to the blade and the constant axial component of the exit velocity is out of the nozzle, the relative speed and the angle of the relative speed change the shovel. Since the leading edge of the blade approximates with the flow must be aligned, the blades must have an angle of attack that changes over their length exhibit. This leads to a twisted formation of the blades. It's because of the manufacturing costs desirable, a twisted blading and across the inlet channel to avoid a pressure gradient in order to achieve high pressures at the tips of the blade and to avoid the resulting leaks; furthermore it is desirable to use an inlet spiral for fan turbines attached to wings, which has a minimum axial depth.

Es sei zuerst auf F i g.1 Bezug genommen, welche eine übliche Gestaltung zeigt. Am Umfang einer Gebläseschaufel 9 ist eine Turbinenschaufel 10 angeordnet, die in einem Ringraum 11 umläuft. In diesem ist stromauf vom Laufschaufelkranz 10 ein Leitkranz 12 angeordnet. Der Pfeil 13 stellt die Bewegungsbahn eines Gasteilchens dar, das aus dem Leitkranz 12 ausgetreten ist; es ist dabei zu erkennen, daß wegen des Rings 11 das Teilchen - in der Maschinenquerebene gesehen - auf einer Kreisbahn gehalten wird. Zusätzlich ist durch die Rotation jedes Teilchen 13 der Einwirkung der Zentrifugalkraft ausgesetzt, welche es zur äußeren Wandung des Rings 11 hin bewegt. Dies führt zu einem positiven Druckgradienten von der Wurzel 14 zur Spitze 15 der Laufschaufel hin.Reference is first made to FIG. 1, which shows a common design. A turbine blade 10, which rotates in an annular space 11, is arranged on the circumference of a fan blade 9. A guide ring 12 is arranged in this upstream of the rotor blade ring 10. The arrow 13 represents the trajectory of a gas particle that has emerged from the guide ring 12; It can be seen that because of the ring 11 the particle - seen in the transverse plane of the machine - is kept on a circular path. In addition, as a result of the rotation, each particle 13 is exposed to the action of the centrifugal force, which moves it towards the outer wall of the ring 11. This leads to a positive pressure gradient from the root 14 to the tip 15 of the rotor blade.

Es ist die in F i g. 2 gezeigte erfindungsgemäße Wirkung, daß sich jedes Gasteilchen in einer geradlinigen Bahn 16 bewegt, wenn es die Düse 12 verläßt. Diese Wirkung wird dadurch erreicht, daß dem Gasstrom eine Krümmung erteilt wird, um der durch die Zentrifugalkraft hervorgerufenen Verdichtung entgegenzuwirken.It is the one shown in FIG. 2 shown effect according to the invention that each gas particle moves in a rectilinear path 16 as it leaves the nozzle 12. This effect is achieved by giving the gas stream a curvature, to counteract the compression caused by centrifugal force.

Die gewünschte Strömungsbähn wird dadurch erreicht, daß die Strömungsbahn des Antriebsmittels in vorbestimmtem Ausmaß gekrümmt wird. In F i g. 3 ist eine Strömungsbahn gemäß der Erfindung dargestellt. Gebläse und Turbine haben eine Drehachse 17. Um das Antriebsmittel richtig zu leiten, sind radial innere und äußere Wandungen 18 und 19 vorgesehen, welche einen ringförmigen Eintrittskanal 20 begrenzen und deren Wanddurchmesser bis zum Ende eines Laufschaufelkranzes auf gekrümmter Bahn abnehmen. Diese Krümmung kann sich bis in den Austrittsteil hinein erstrecken, wie es in F i g. 4 gezeigt ist.The desired flow path is achieved in that the flow path of the drive means is curved to a predetermined extent. In Fig. 3 is a Flow path shown according to the invention. The fan and turbine have an axis of rotation 17. In order to properly direct the drive means there are radially inner and outer walls 18 and 19 are provided, which delimit an annular inlet channel 20 and their wall diameter up to the end of a rotor blade ring on a curved path decrease. This curvature can extend into the exit part, such as it in Fig. 4 is shown.

An Hand der F i g. 6 wird die Bewegung eines Gasteilchens untersucht. Die Bewegung des Teilchens beginnt an einer Stelle, an der die Wandung beginnt. Seine Bewegungsbahn ist bestimmt und diese Bahn wird, wenn sie gedreht wird, zu einer der Wandungen. Diese Betrachtung wird für die innere und für die äußere Wandung durchgeführt, um die Form des Eintrittskanals zu bestimmen. Es ist zu erkennen, daß ein Gasteilchen B, welches von der Düse kommt, sich der Drehebene der Schaufeln XY unter einem Winkel zur XY-Ebene und unter einem Winkel zur XZ-Ebene längs der Linie 22 nähert. Nachdem das Teilchen durch die Schaufel umgelenkt wurde, verläßt es die Hinterkante der Schaufel unter einem Winkel zu den gleichen Ebenen längs der Linie 23, wie es dargestellt ist. Wenn kein statischer Druck auf das Teilchen längs der Linie 22 zwischen der Düse und der Schaufel und längs der Linie 23, nachdem das Teilchen die Schaufel verlassen hat, einwirkt, sind die Linien 22 und 23 gerade. Zur Erleichterung der Erläuterung und für die meisten Fälle kann angenommen werden, daß an der Schaufel keine wesentliche Änderung in den Y- oder Z-Komponenten der Geschwindigkeit auftritt. Das Teilchen bewegt sich also längs einer Bahn, die in einer schrägen Ebene S liegt (d. h. die Linien 22 und 23 liegen in der gleichen Ebene), wobei diese Ebene die X-Achse enthält und mit der XZ-Ebene einen Winkel O einschließt.On the basis of FIG. 6 the movement of a gas particle is examined. The movement of the particle begins at a point where the wall begins. Its trajectory is determined and this trajectory becomes closed when it is rotated one of the walls. This consideration applies to the inner and outer walls performed to determine the shape of the entry channel. It is recognizable, that a gas particle B, which comes from the nozzle, is the plane of rotation of the blades XY at an angle to the XY plane and at an angle to the XZ plane along the Line 22 is approaching. After the particle has been deflected by the shovel, it leaves it lengthways the trailing edge of the bucket at an angle to the same planes the line 23 as shown. When there is no static pressure on the particle along line 22 between the nozzle and the blade and along line 23 after the particle has left the blade acts, the lines 22 and 23 are straight. For ease of explanation and for most cases it can be assumed that on the blade no significant change in the Y or Z components of the Speed occurs. The particle moves along a path that is in an inclined plane S (i.e. lines 22 and 23 lie in the same Plane), whereby this plane contains the X-axis and an angle with the XZ-plane O includes.

Wenn die Bewegungsbahn des Teilchens, die durch die Linien 22 und 23 bestimmt wird, nun um die Drehachse 17 gedreht wird, wird eine gekrümmte Rotationsoberfläche erzeugt, und diese Fläche ist vor der Vorderkante der Schaufel ausgehend ein Hyperboloid und bildet hinter der Schaufelhinterkante ein anderes Hyperboloid. In dieser Rotationsfläche liegt die Bewegungsbahn des Gasteilchens. Der Radius R dieser Fläche kann aus der folgenden Formel berechnet werden: wobei R = radialer Abstand der Wandung oder des Teilchens von der Turbinenachse ist, Rf) = radialer Abstand zur Wandung oder zum Teilchen an der Hinterkante der Laufschaufel von der Turbinenachse aus gemessen, x und z = die Umfangs- und Axialwegkoordinaten eines Gasteilchens auf einer Bahn von der Düse durch den Leitschaufelkranz hindurch in einem rechtwinkligen Koordinatensystem, dessen Nullpunkt an der Stelle liegt, an welcher das Gasteilchen die Hinterkante der Laufschaufel erreicht, O = der Neigungswinkel der Teilchenströmungsbahn oder der Wandung an der Hinterkante der Laufschaufel.If the movement path of the particle, which is determined by the lines 22 and 23, is now rotated about the axis of rotation 17, a curved surface of revolution is generated, and this surface is a hyperboloid starting in front of the leading edge of the blade and forms another hyperboloid behind the rear edge of the blade . The trajectory of the gas particle lies in this surface of revolution. The radius R of this area can be calculated from the following formula: where R = radial distance of the wall or the particle from the turbine axis, Rf) = radial distance to the wall or to the particle at the rear edge of the blade measured from the turbine axis, x and z = the circumferential and axial path coordinates of a gas particle on a path from the nozzle through the guide vane ring in a right-angled coordinate system, the zero point of which lies at the point at which the gas particle reaches the rear edge of the blade, O = the angle of inclination of the particle flow path or the wall at the rear edge of the blade.

Es ist klar, daß die Werte R, und O Abmessungen sind, die in Abhängigkeit von speziellen Anwendungen gewählt werden.It is clear that the values R, and O are dimensions that depend on can be chosen by special applications.

F i g. 6 zeigt geometrisch die Anwendung der Formel; es ist zu erkennen, daß R aus zwei Komponenten besteht. Die eine dieser Komponenten ist Ro+z tang O, parallel zur Y-Achse, und die andere Komponente ist x, parallel zur X-Achse. Diese Größen sind die beiden Seiten eines rechtwinkligen Dreiecks, dessen Hypotenuse R ist. Auf diese Weise kann R berechnet werden.F i g. Fig. 6 shows geometrically the application of the formula; it is recognizable, that R consists of two components. One of these components is Ro + z tang O, parallel to the Y axis, and the other component is x, parallel to the X axis. These Quantities are the two sides of a right triangle whose hypotenuse R is. In this way, R can be calculated.

Wie F i g. 6 zeigt, liegt ein Winkel a zwischen der X-Achse und der Projektion der Kurve 22 in die XZ-Ebene. In gleicher Weise liegt ein Winkel ,B zwischen der Z-Achse und der Projektion der Linie 23 in die XZ-Ebene. Diese beiden geraden Linien 22 und 23 werden miteinander durch eine kleine gekrümmte Linie verbunden, die durch die Laufschaufel hindurchgeht. Diese Winkel werden durch die bekannten Geschwindigkeitsdreiecke bestimmt und werden über die Laufschaufel- und Düsenlänge (Y-Achse) konstant gehalten, damit die Beschaufelung unverdreht oder unter einem konstanten Winkel, wie oben dargelegt, gehalten werden kann. Die gekrümmte Linie durch die Schaufel wird durch die Belastungsverteilung bestimmt. Diese Projektionen des Teilchenströmungswegs in die XZ-Ebene bestimmen dann x als Funktion von z, und dies bedeutet, daß irgendein Punkt des Strömungsweges die Koordinaten von x und z hat, die dann in der vorstehenden Formel verwendet werden.Like F i g. 6 shows, there is an angle α between the X-axis and the projection of the curve 22 in the XZ plane. In the same way, there is an angle, B, between the Z axis and the projection of the line 23 in the XZ plane. These two straight lines 22 and 23 are connected to each other by a small curved line that passes through the blade. These angles are determined by the known speed triangles and are kept constant over the blade and nozzle length (Y-axis) so that the blades can be kept untwisted or at a constant angle, as explained above. The curved line through the blade is determined by the load distribution. These projections of the particle flow path into the XZ plane then determine x as a function of z, and this means that some point on the flow path has the coordinates of x and z which are then used in the above formula.

F i g. 5 ist eine zweidimensionale Abbildung des in F i g. 6 dargestellten Tatbestandes, gesehen in Richtung der X-Achse, wobei der Radius R der F i g. 6 in die YZ-Ebene gedreht ist. R wird für die Wandungen 18 und 19 berechnet.F i g. Fig. 5 is a two-dimensional map of the one shown in Fig. 5. 6 shown Facts, seen in the direction of the X-axis, the radius R of the F i g. 6 in the YZ plane is rotated. R is calculated for walls 18 and 19.

Auf diese Weise ist es möglich, eine Anzahl von Punkten längs der Wandungen 18 und 19 zu berechnen und diese Punkte werden durch verschiedene Werte von R dargestellt. Trägt man diese Punkte auf, so bestimmen sie die im Abstand voneinander angeordneten Wandungen des Kanals, welcher genau die Zentrifugalkraft ausgleicht und welche einen statischen Druckgradienten quer zur Leitung 20 erzeugt, der etwa Null ist.In this way it is possible to have a number of points along the Calculate walls 18 and 19 and these points are represented by different values represented by R. If you plot these points, they determine the distance from each other arranged walls of the channel, which exactly compensates for the centrifugal force and what a static one Pressure gradient across the line 20 which is about zero.

Je nach dem zur Verfügung stehenden Raum und in Abhängigkeit von der besonderen Umgebung, in der der erfindungsgemäße Eintrittskanal verwendet werden soll, erstreckt sich die gekrümmte Strömungsbahn wenigstens von einem Drittel des Sehnenabstands zwischen der Vorderkante des Leitschaufelkranzes 12 und der Hinterkante des Laufschaufelkranzes 10, wie es durch L in F i g. 4 gezeigt ist. Wenn Austrittsleitschaufeln verwendet werden, ist es wünschenswert, die vorbestimmte Krümmung fortzusetzen, und zwar von wenigstens einem Drittel des Sehnenabstands zwischen der Vorderkante des Leitschaufelkranzes 12 und der Hinterkante der Austrittsleitschaufel 21, wie es durch -M in F i g. 4 gezeigt ist. Dies sind Kompromisse gegenüber der Herstellung der vollständigen Strömungsbahn mit der bevorzugten Krümmung und diese Kompromisse sind vom Standpunkt der Leistung her gesehen zulässig.Depending on the space available and depending on the particular environment in which the inlet duct according to the invention is to be used, the curved flow path extends at least one third of the chord spacing between the leading edge of the guide vane ring 12 and the trailing edge of the rotor blade ring 10, as shown through L in FIG. 4 is shown. When using exit vanes, it is desirable to continue the predetermined curvature for at least one third of the chord spacing between the leading edge of the vane ring 12 and the trailing edge of the exit vane 21, as indicated by -M in FIG. 4 is shown. These are compromises to making the complete flow path with the preferred curvature and these compromises are acceptable from a performance standpoint.

Um einen von der Leistung her gesehen zufriedenstellenden, etwa den Wert Null aufweisenden Gradienten des statischen Drucks zu erhalten, ist es nicht erforderlich, daß der gekrümmte Strömungsweg über eine große Länge verläuft und die Anwendung des gekrümmten Strömungsweges führt von selbst zur Verwendung dieses Weges mit einer Zuführung 24, wie es in F i g. 4 gezeigt ist. Diese Zuführung 24 geht in den gekrümmten Teil des Strömungsweges stromauf des Leitkranzes 12 über. Die Ausbildung erlaubt einen stark geneigten Strömungsweg am Düseneintritt und erlaubt eine derartige Ausbildung einer Zuführung, daß diese eine viel geringere axiale Tiefe hat, als es bei einem üblichen zylindrischen Strömungsweg möglich ist. Offensichtlich bildet eine geringe axiale Tiefe, d. h. in F i g. 4 eine geringe Abmessung von links nach rechts bei der Verwendung von Hubgebläsen, die in einer Tragfläche angeordnet sind, einen großen Vorteil. Weiterhin vereinfacht der etwa den Wert Null aufweisende statische Druckgradient die Ausbildung der Dichtung sowohl an den Wurzel- als auch an den Spitzenteilen der Schaufeln, und alle diese Vorteile werden bei Düsen, Laufschaufeln und Leitschaufeln erzielt, die einen konstanten Querschnitt haben und nicht verwunden sind.In order to obtain a performance-wise satisfactory, approximately zero gradient in static pressure, it is not necessary that the curved flow path be for a great length and application of the curved flow path leads to the use of this path with a self Feed 24, as shown in FIG. 4 is shown. This feed 24 merges into the curved part of the flow path upstream of the guide ring 12. The design allows a strongly inclined flow path at the nozzle inlet and allows a feed to be designed such that it has a much smaller axial depth than is possible with a conventional cylindrical flow path. Obviously forms a small axial depth, ie in FIG. 4 a small dimension from left to right when using lifting fans which are arranged in a wing, a great advantage. Furthermore, the approximately zero static pressure gradient simplifies the formation of the seal at both the root and tip parts of the blades, and all of these advantages are achieved with nozzles, blades and vanes that are constant in cross-section and not twisted.

Claims

Claims: 1. Annular inlet channel, the wall diameter of which decreases on a curved path up to the end of a rotor blade ring, for the edge turbine of a blower in each case predominantly axial flow direction, whereby the guide and rotor blades of the turbine have airfoil profile of the same cross section and angle of attack from their root to the tip, characterized in that the radially inner and outer walls of the inlet channel are curved according to the following formula: R = 1% (R -I- z Long 0) 2 -f- X2, whereby

R = radial distance of the wall from the turbine axis, Ro = radial distance of the wall at the rear edge of the rotor blade from the turbine axis, x and = circumferential and axial path components of a particle of the working fluid on its path of movement from the guide vane ring through the rotor blade ring in a right-angled coordinate system, the has its zero point at the trailing edge of the blade, 0 = angle of inclination of the flow path at the trailing edge of the blade.

2. Entry channel according to claim 1, characterized in that its specially dimensioned curvature at least one third of the chord spacing between the leading edge of the vane ring and the trailing edge of the blade ring extends downstream.