RU2162165C1

RU2162165C1 - Turbocompressor

Info

Publication number: RU2162165C1
Application number: RU99126390A
Authority: RU
Inventors: Ф.Ш. Гельмедов; Е.А. Локштанов; Лев Ехиелевич-Меерович Ольштейн; М.А. Сидоркин
Original assignee: Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова
Priority date: 1999-12-10
Filing date: 1999-12-10
Publication date: 2001-01-20

Abstract

FIELD: mechanical engineering; axial-flow, direct-flow and mixed-flow compressor of gas turbine plants. SUBSTANCE: special over-rotor device is placed in housing 1 over ends of blades 2. This device has ring space 3 and ring lattice formed by curvilinear ribs and slots between ribs. Space 3 communicates with compressor blading through the lattice. Ribs can be made in form of aerodynamic profiles. Ring space 3 can be made variable in height and can be furnished with additional plates installed behind the lattice. Walls of ring space can be made curvilinear, and additional plates can be made curvilinear and shaped. Turbocompressor can be furnished with additional chamber connected to space 3. EFFECT: enlarged range of gas-dynamic stability of compressor and aeroelastic stability of its blades with preservation of efficiency level. 8 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к компрессоростроению и, в частности к осевым, диагональным и осецентробежным компрессорам газотурбинных установок. The invention relates to compressor engineering and, in particular, to axial, diagonal and centrifugal compressors of gas turbine plants.

Известен центробежный компрессор (а.с. N 273364, БИ N 20, 1970 г. - аналог), содержащий рабочее колесо и корпус с входным и выходными патрубками, причем на входном участке корпуса предусмотрена кольцевая полость, расположенная над торцовой кромкой лопаток и соединенная с проточной частью двумя смежными кольцевыми каналами, в каждом из которых расположены ребра, наклоненные в плоскости вращения в противоположных направлениях относительно радиуса. A centrifugal compressor is known (a.s. N 273364, BI N 20, 1970 — an analogue) containing an impeller and a housing with inlet and outlet nozzles, an annular cavity located above the end edge of the blades and connected to the flowing part of two adjacent annular channels, in each of which there are ribs inclined in the plane of rotation in opposite directions relative to the radius.

Отличия в процессах сжатия газов и конструкций между центробежными и осевыми, диагональными или комбинированными компрессорами накладывают специфические требования к конструкции антисрывных надроторных устройств. По этой причине эффект от применения устройства, описанного в а.с. N 273364, не обеспечивает работоспособности многоступенчатого осевого компрессора с осевыми первыми ступенями в широком диапазоне эксплуатационных режимов. Differences in the processes of compression of gases and structures between centrifugal and axial, diagonal or combined compressors impose specific requirements on the design of anti-disruptive rotor devices. For this reason, the effect of the use of the device described in A.S. N 273364, does not ensure the operability of a multi-stage axial compressor with axial first stages in a wide range of operating conditions.

Известно надроторное устройство, содержащее расположенную в корпусе перед и над лопатками рабочего колеса кольцевую полость, сообщающуюся с проточной частью турбомашины через щели между образующими решетку ребрами, в поперечном сечении наклоненными к радиусу корпуса (а.с. СССР N 757774, опубл. 1980 г.). Недостаток указанного решения состоит в том, что во избежании падения к.п.д. компрессора, возникает необходимость в дополнительном регулирующем устройстве в виде поворотного кольца, которое существенно усложняет конструкцию и снижает ее надежность. Known nadrotorny device containing an annular cavity located in the housing in front of and above the blades of the impeller, communicating with the flow part of the turbomachine through the slots between the edges forming the lattice, in cross section inclined to the radius of the housing (AS USSR N 757774, publ. 1980, ) The disadvantage of this solution is that in order to avoid falling efficiency compressor, there is a need for an additional control device in the form of a rotary ring, which significantly complicates the design and reduces its reliability.

Известен являющийся ближайшим к предложенному турбокомпрессор, содержащий корпус с размещенными в нем рабочими и направляющими лопатками и кольцевую полость, расположенную на участке, перекрывающем переднюю часть торцов рабочих лопаток и периферию проточной части перед ними, и сообщающуюся с проточной частью турбокомпрессора через щели между образующими решетку ребрами, расположенными под углом к радиусу корпуса (патент РФ N 2034175, опубл. 30.04.1995 г.). Недостаток известного трубокомпрессора состоит в том, что он недостаточно полно охватывает возможные диапазоны работы компрессора. Задачей настоящего изобретения является расширение диапазона газодинамической устойчивости компрессора и аэроупругой устойчивости его лопаток при сохранении уровня к.п.д. при саморегулируемости, благодаря чему не требует дополнительных управляемых устройств. Known is the one closest to the proposed turbocharger, comprising a housing with working and guide vanes located therein and an annular cavity located on a section overlapping the front of the ends of the working vanes and the periphery of the flow part in front of them and communicating with the flow part of the turbocompressor through the slots between the edges forming the grating located at an angle to the radius of the housing (RF patent N 2034175, publ. 04/30/1995). A disadvantage of the known tube compressor is that it does not fully cover the possible ranges of the compressor. The objective of the present invention is to expand the range of gas-dynamic stability of the compressor and the aeroelastic stability of its blades while maintaining the level of efficiency with self-regulation, due to which it does not require additional controllable devices.

Указанная задача решается за счет того, что в турбокомпрессоре содержащем корпус с размещенными в нем рабочими и направляющими лопатками, и кольцевую полость, расположенную на участке, перекрывающем переднюю часть торцев рабочих лопаток, и периферию проточной части перед ними и сообщающуюся с проточной частью турбокомпрессора через щели между образующими решетку ребрами, ребра в решетке выполнены криволинейными, угол между хордой ребра и радиусом корпуса равен φ_ч = 15-70^o, угол между касательной к боковой поверхности ребра и осью турбокомпрессора φ_а находится в диапазоне от -40^o до +40^o, отношение ширины щели δ_щ к толщине ребра δ_р в плоскости передних кромок периферии лопаток рабочего колеса равно 0,7 - 2,3, отношение хорды ребра h' к ширине щелей δ_щ по нормали к их боковой поверхности равно 2,0 - 6,0, отношение высоты кольцевой полости H к радиальной проекции хорды ребра h в плоскости передних кромок периферии лопаток рабочего колеса равно 0,2 - 2,0, отношение осевой протяженности решетки L к осевой проекции хорды рабочих лопаток к периферии bk' не менее 0,4, а отношение участка осевой проекции решетки на периферии рабочих лопаток l к общей протяженности решетки L вдоль турбокомпрессора находится в пределах 0,12 - 0,7. Турбокомпрессор может быть выполнен таким образом, что угол между поверхностью ребер и меридиональной плоскостью является переменным в радиальном направлении. Ребра могут быть выполнены в виде аэродинамических профилей с отношением минимальной ширины щели к максимальной толщине ребра, равным 0,7 - 2,3. Кроме того, кольцевая полость может быть снабжена дополнительными пластинами, установленными за решеткой, и эта кольцевая полость может быть выполнена переменной по высоте. При этом отношение высоты кольцевой полости к радиальной проекции ребра равное 0,2 - 2,0, относится к поперечному сечению, проведенному по передним кромкам рабочих лопаток на их периферии. Стенки кольцевой полости могут быть выполнены криволинейными, а дополнительные пластины - криволинейными и профилированными. Турбокомпрессор может быть снабжен дополнительной камерой, подключенной к кольцевой полости. Кроме того, число ребер решетки может выбираться, исходя из того, что величина произведения числа ребер решетки на номинальную частоту вращения рабочего колеса должна отличаться от собственных частот колебаний лопаток не менее чем на 5%, а собственные частоты колебаний ребер должны отличаться не менее чем на 5% от величины, кратной произведению числа лопаток рабочего колеса на номинальную частоту вращения турбокомпрессора.This problem is solved due to the fact that in a turbocharger containing a housing with working and guide vanes located therein, and an annular cavity located on a section overlapping the front of the ends of the working blades, and the periphery of the flow part in front of them and communicating with the flow part of the turbocompressor through slots between the edges forming the lattice, the ribs in the lattice are made curved, the angle between the chord of the rib and the radius of the casing is equal to φ _h = 15-70 ^o , the angle between the tangent to the side surface of the rib and the turbo axis the compressor φ _a is in the range from -40 ^o to +40 ^o , the ratio of the width of the slit δ _u to the thickness of the rib δ _p in the plane of the front edges of the periphery of the impeller blades is 0.7 - 2.3, the ratio of the chord of the rib h 'to the width of the slots δ _u along the normal to their lateral surface is 2.0 - 6.0, the ratio of the height of the annular cavity H to the radial projection of the chord of the rib h in the plane of the front edges of the periphery of the impeller blades is 0.2 - 2.0, the ratio of the axial length of the lattice L to the axial projection of the chord of the blades to the periphery bk 'not less than 0.4, and the ratio of the section of the axial ktsii lattice on the periphery of rotor blades to the l total grating length L along the turbocharger is in the range 0.12 - 0.7. The turbocharger can be designed so that the angle between the surface of the ribs and the meridional plane is variable in the radial direction. The fins can be made in the form of aerodynamic profiles with a ratio of the minimum gap width to the maximum thickness of the rib, equal to 0.7 - 2.3. In addition, the annular cavity may be provided with additional plates mounted behind the grill, and this annular cavity may be made variable in height. The ratio of the height of the annular cavity to the radial projection of the ribs equal to 0.2 - 2.0, refers to the cross section drawn along the leading edges of the working blades on their periphery. The walls of the annular cavity can be made curved, and additional plates - curved and profiled. The turbocharger may be equipped with an additional chamber connected to the annular cavity. In addition, the number of lattice ribs can be selected based on the fact that the product of the number of lattice ribs and the nominal impeller rotation frequency must differ from the natural frequencies of the blades by no less than 5%, and the natural frequencies of the ribs must differ by at least 5% of the value that is a multiple of the product of the number of impeller blades by the rated speed of the turbocharger.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1-6, где на фиг. 1 изображен разрез ступени турбокомпрессора; на фиг. 2 - вид на решетку по стрелке Б; на фиг. 3, 4 - сечение по А-А на фиг. 1; на фиг. 5, 6 - продольный разрез ступени компрессора. The invention is illustrated in FIG. 1-6, where in FIG. 1 shows a sectional view of a turbocharger stage; in FIG. 2 - view of the grill in the direction of arrow B; in FIG. 3, 4 is a section along AA in FIG. 1; in FIG. 5, 6 - longitudinal section of the compressor stage.

В корпусе 1 над торцами лопаток рабочих колес 2 выполнено надроторное устройство, состоящее из кольцевой полости 3 и кольцевой решетки, образованной ребрами 4 и щелями 5 между ними. Ребра выполнены криволинейными. Через решетку полость 3 сообщается с проточной частью компрессора. Угол φ_ч между хордой ребер 4 и радиусом корпуса 1 равен 15-70^o. Угол φ_а между касательной к боковой поверхности ребра 4 и осью турбокомпрессора находится в диапазоне от -40^o до +40^o. Угол между поверхностью ребер 4 и меридианальной плоскостью является переменным в радиальном направлении. Ребра 4 могут быть выполнены в виде аэродинамических профилей, а отношение ширины δ_щ щели 5 к толщине δ_р ребра 4, равное 0,7 - 2,3, относится к минимальной ширине щели и максимальной толщине ребра 4. Углы φ_ч и φ_а могут меняться по длине устройства и зависят от направления потока перед колесом 2, формы проточной части и других параметров. Кольцевая полость 3 может быть снабжена дополнительными пластинами 6, установленными за решеткой. Кольцевая полость 3 может быть выполнена переменной по высоте, при этом отношение высоты кольцевой полости H к радиальной проекции хорды ребра h, равное 0,2 - 2,0, относится к поперечному сечению, проведенному по передним кромкам рабочих лопаток на их периферии. Стенки кольцевой полости 3 могут быть выполнены криволинейными, а дополнительные пластины 6 могут быть выполнены криволинейными и профилированными. Турбокомпрессор может быть снабжен дополнительной камерой 7, подключенной к кольцевой полости. Все геометрические параметры элементов надроторного устройства выбираются таким образом, чтобы обеспечить максимальную эффективность устройства на предсрывных и срывных режимах и не допускать снижения к. п. д. на оптимальных режимах течения. Для уменьшения потерь при истечении воздуха из рабочего колеса в кольцевую полость 3, угол φ_ч рассчитывается по параметрам потока на периферии рабочего колеса таким образом, чтобы он был близок к направлению потока в поперечном сечении, т.е.

и, как показали дополнительные исследования и эксперименты, при реальных параметрах ступеней не выходит за указанные пределы 15^o-70^o. Угол φ_а в меньшей степени влияет на эффективность работы устройства, однако исходя из экспериментальных данных, его значения должны располагаться в диапазоне от -40^o до +40^o. Выход за нижнюю границу диапазона приводит к падению к. п. д. ступени, а за верхнюю границу к снижению эффективности по основной функции устройства. Осевая протяженность решетки L должна быть не менее 0,4 от осевой проекции хорды bk' рабочих лопаток у периферии. Уменьшение этой величины приводит к ухудшению эффективности устройства, поскольку при этом ослабляется циркуляционное течение в нем. Отношение ширины щели 5 δ_щ к толщине δ_р ребра 4 в плоскости передних кромок периферии лопаток рабочего колеса равно

= 0,7 - 2,3. Увеличение этого отношения за пределы указанного диапазона приводит к необходимости уменьшать толщину ребер и следовательно их прочность, кроме того в этом случае возрастает эффективный радиальный зазор по периферии рабочего колеса, вследствие чего снижается к.п.д. ступени. Уменьшение этого отношения снижает проницаемость решетки, следовательно, затрудняет перетекание через нее, т.е. ослабляет механизм действия устройства. Отношение хорды ребер h' к ширине щелей δ_щ по нормали к их боковой поверхности, равное 2,0 - 6,0, относится к поперечному сечению, проведенному по передним кромкам рабочих лопаток на их периферии, выбирается, исходя из необходимости, обеспечить максимальную направляющую способность решетки на ее входе и выходе. Отношение высоты кольцевой полости H к радиальной проекции хорды ребра h в плоскости передних кромок периферии лопаток рабочего колеса выбирается в пределах 0,2-2,0 на основе рассчетного определения фактора демпфирования устройства в зависимости от параметров ступени компрессора. Уменьшение этой величины приводит к уменьшению эффективности устройства, а увеличение неоправданно увеличивает радиальные габариты. Отношение участка осевой проекции решетки на периферии рабочих лопаток l к общей протяженности решетки L вдоль турбокомпрессора находится в пределах 0,12 - 0,7. Выход за нижнюю границу резко уменьшает эффективность устройства, а выход за верхнюю границу приводит к падению к.п.д. ступени. Выбор параметров устройства в указанных пределах производится по результатам аэродинамических расчетов и с учетом конструктивных и технологических особенностей компрессоров.In the housing 1 above the ends of the blades of the impellers 2 a rotor device is made, consisting of an annular cavity 3 and an annular lattice formed by ribs 4 and slots 5 between them. The ribs are made curved. Through the grill, the cavity 3 communicates with the flow part of the compressor. The angle φ _h between the chord of the ribs 4 and the radius of the housing 1 is equal to 15-70 ^o . The angle φ _a between the tangent to the side surface of the rib 4 and the axis of the turbocharger is in the range from -40 ^o to +40 ^o . The angle between the surface of the ribs 4 and the meridian plane is variable in the radial direction. Ribs 4 may be configured as airfoils, and the ratio of the width of the gap δ _u δ thickness of 5 to ribs 4 _p equal to 0.7 - 2.3, provides the slit and the maximum thickness to the minimum width of the rib 4. The angles φ and φ _and _h can vary along the length of the device and depend on the direction of flow in front of the wheel 2, the shape of the flow part and other parameters. The annular cavity 3 may be provided with additional plates 6 mounted behind the grill. The annular cavity 3 can be made variable in height, while the ratio of the height of the annular cavity H to the radial projection of the chord of the rib h, equal to 0.2 - 2.0, refers to the cross section drawn along the leading edges of the blades on their periphery. The walls of the annular cavity 3 can be made curved, and additional plates 6 can be made curved and profiled. The turbocharger may be equipped with an additional chamber 7 connected to the annular cavity. All the geometrical parameters of the elements of the rotor device are selected in such a way as to ensure maximum efficiency of the device in pre-disruptive and disruptive modes and not to allow a reduction in efficiency at optimal flow conditions. To reduce losses during the flow of air from the impeller into the annular cavity 3, the angle φ _{h is} calculated from the flow parameters at the periphery of the impeller so that it is close to the flow direction in the cross section, i.e.

and, as shown by additional research and experiments, with real parameters of the steps does not go beyond the specified limits of 15 ^o -70 ^o . The angle φ _a to a lesser extent affects the efficiency of the device, however, based on experimental data, its values should be in the range from -40 ^o to +40 ^o . Going beyond the lower limit of the range leads to a drop in the efficiency of the step, and beyond the upper limit to a decrease in efficiency in the main function of the device. The axial length of the lattice L must be at least 0.4 from the axial projection of the chord bk 'of the working blades at the periphery. A decrease in this value leads to a deterioration in the efficiency of the device, since this weakens the circulation flow in it. The ratio of the width of the slit 5 δ _u to the thickness δ _{p of the} rib 4 in the plane of the leading edges of the periphery of the impeller vanes is

= 0.7 - 2.3. An increase in this ratio beyond the specified range leads to the need to reduce the thickness of the ribs and, consequently, their strength, in addition, in this case, the effective radial clearance increases along the periphery of the impeller, as a result of which the efficiency is reduced. steps. A decrease in this ratio reduces the permeability of the lattice, therefore, makes it difficult to flow through it, i.e. weakens the mechanism of action of the device. The ratio of the chords of the ribs h 'to the width of the slits δ _u along the normal to their lateral surface, equal to 2.0 - 6.0, refers to the cross section drawn along the leading edges of the blades on their periphery, it is selected based on the need to provide the maximum guide lattice ability at its inlet and outlet. The ratio of the height of the annular cavity H to the radial projection of the chord of the rib h in the plane of the leading edges of the periphery of the impeller blades is selected in the range of 0.2-2.0 based on the calculated determination of the damping factor of the device depending on the parameters of the compressor stage. A decrease in this value leads to a decrease in the efficiency of the device, and an increase unreasonably increases the radial dimensions. The ratio of the axial projection of the lattice on the periphery of the blades l to the total length of the lattice L along the turbocompressor is in the range 0.12 - 0.7. Exceeding the lower boundary sharply reduces the efficiency of the device, and going beyond the upper boundary leads to a drop in efficiency. steps. The selection of device parameters within the specified limits is based on the results of aerodynamic calculations and taking into account the design and technological features of compressors.

На оптимальных режимах течения в рабочем колесе и при повышенных расходах давление в передней части межлопаточного канала не превышает давления на периферии проточной части перед рабочим колесом и истечение воздуха из рабочего колеса 2 в надроторное устройство не происходит. Напротив, при расходе воздуха, превышающем оптимальный, может происходить подсасывание воздуха через решетку и кольцевую полость 3 в проточную часть рабочего колеса. При уменьшении расхода воздуха через компрессор, повышение давления за ним или при локальном уменьшении скорости потока на периферии перед рабочим колесом 2 возрастают углы атаки на лопатках, давление в передней части межлопаточного канала возрастает и становится выше давления на периферии проточной части компрессора перед колесом. Под действием возникшего перепада давлений начинается истечение воздуха через щели 5 надроторного устройства над рабочим колесом 2 в кольцевую полость 3, а из нее в проточную часть перед колесом. At optimal flow conditions in the impeller and at increased flow rates, the pressure in the front of the interscapular channel does not exceed the pressure on the periphery of the flowing part in front of the impeller and air does not flow from the impeller 2 to the rotor device. On the contrary, when the air flow exceeds the optimum, air can be sucked in through the grate and the annular cavity 3 into the flow part of the impeller. With a decrease in the air flow through the compressor, an increase in pressure behind it, or with a local decrease in the flow velocity at the periphery in front of the impeller 2, the angles of attack on the blades increase, the pressure in the front part of the interscapular channel increases and becomes higher than the pressure on the periphery of the compressor duct in front of the wheel. Under the action of the resulting pressure drop, air begins to flow through the slots 5 of the rotor device above the impeller 2 into the annular cavity 3, and from it into the flow part in front of the wheel.

В результате этого процесса на периферии проточной части формируется циркуляционное течение, причем расход циркулирующего воздуха увеличивается по мере увеличения противодавления за рабочим колесом 2, в результате чего углы атаки на лопатках мало меняются. Интенсификации циркуляционного течения способствует использование решетки с наклоном щелей 5 в поперечном сечении в направлении вращения и над рабочим колесом и перед ним. Это происходит благодаря тому, что при истечении воздуха из кольцевой полости через щели 5 в проточную часть перед колесом 2 он приобретает закрутку в направлении, противоположном направлению вращения колеса, что увеличивает подсасывающую способность периферийного участка рабочего колеса 2 и повышает его напор. Таким образом, кольцевая полость 3 служит обводным каналом, по которому транспортируется обратный поток воздуха из рабочего колеса при повышении давления за ним, выше некоторого максимального значения. As a result of this process, a circulating flow is formed on the periphery of the flowing part, and the flow of circulating air increases with increasing back pressure behind the impeller 2, as a result of which the angles of attack on the blades change little. The intensification of the circulation flow is facilitated by the use of a lattice with a slope of the slots 5 in the cross section in the direction of rotation and above the impeller and in front of it. This is due to the fact that when air flows from the annular cavity through the slots 5 into the flowing part in front of the wheel 2, it acquires a swirl in the direction opposite to the direction of rotation of the wheel, which increases the suction capacity of the peripheral section of the impeller 2 and increases its pressure. Thus, the annular cavity 3 serves as a bypass channel through which the return flow of air from the impeller is transported with increasing pressure behind it, above a certain maximum value.

Claims

1. A turbocharger comprising a housing with working and guide vanes located therein and an annular cavity located on a section overlapping the front of the ends of the working vanes and the periphery of the flow part in front of them and communicating with the flow part of the turbocompressor through gaps between the fins forming the grating, characterized in that the ribs in the grid are curved, the angle between the rib and the chord radius casing is 15 - 70 ^o, and the angle between the tangent to the rib side surface and the axis of the turbocharger is in di- pazone from -40 ^o to +40 ^o, the ratio of gap width to the thickness of the rib in the plane of the front edges of the periphery of the impeller blades is 0.7 - 2.3, the ratio of the chord ribs to the width of slits normal to their side surface is 2.0 - 6.0, the ratio of the height of the annular cavity to the radial projection of the chord of the rib in the plane of the leading edges of the periphery of the blades of the impeller is 0.2 - 2.0, the ratio of the axial length of the lattice to the axial projection of the chord of the blades of the periphery is not less than 0.4, and the ratio plot axial projection of the lattice on the periphery of the blades to bschey lattice along the length of the turbocharger is in the range 0.12 - 0.7.

2. The turbocharger according to claim 1, characterized in that the angle between the surface of the ribs and the meridian plane is variable in the radial direction.

3. The turbocharger according to claim 1, characterized in that the ribs are made in the form of aerodynamic profiles, and the ratio of the width of the slit to the thickness of the rib, equal to 0.7 - 2.3, refers to the minimum width of the gap and the maximum thickness of the ribs.

4. The turbocharger according to claim 1, characterized in that the annular cavity is provided with additional plates installed behind the grill.

5. The turbocharger according to claim 1, characterized in that the walls of the annular cavity are made curved and the cavity is made variable in height, while the ratio of the height of the annular cavity to the radial projection of the rib, equal to 0.2 - 2.0, refers to the cross section taken along the leading edges of the blades on their periphery.

6. The turbocharger according to claim 1, characterized in that it is equipped with an additional chamber connected to the annular cavity.

7. The turbocharger according to claim 4, characterized in that the additional plates are made curved and profiled.

8. The turbocharger according to claim 1, characterized in that the number of ribs is selected so that the value (Z _p · n) differs from the natural frequencies of the blades by at least 5%, and the natural frequencies of the ribs must be different from multiple (Z _l · n), not less than 5%, where Z _l - the number of blades of the impeller, Z _p - the number of ribs of the lattice, n - nominal frequency of rotation of the impeller.