Компрессорный узел для турбомашины, турбомашина и способ управления решеткой предварительной закрутки компрессорного узла

Компрессорный узел турбомашины включает воздухозаборный канал, ступень сжатия воздуха, содержащую подвижное колесо компрессора и решетку предварительной закрутки, расположенную выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха в воздушном потоке на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки. Шаг между двумя последовательными лопатками решетки превышает хорду одной из двух лопаток на данной высоте воздухозаборного канала в его верхней части. Угол предварительной закрутки воздушного потока лопатками составляет между 80° и 90° в верхней части воздухозаборного канала, когда решетка предварительной закрутки находится в закрытом рабочем положении на низких оборотах ступени сжатия. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанный компрессорный узел. При управлении решеткой предварительной закрутки компрессорного узла на низких рабочих оборотах ступени сжатия лопатки решетки устанавливают соответственно углу предварительной закрутки воздушного потока между 80° и 90°. Группа изобретений позволяет повысить эффективность компрессорного узла на низких оборотах ступени сжатия. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к области турбомашин, в частности, для летательного аппарата. Более конкретно, изобретение относится к компрессорному узлу для турбомашины, в частности, для вертолетного газотурбинного двигателя, а также к турбомашине, содержащей такой узел.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Как известно, газотурбинный двигатель содержит компрессорный узел, включающий в себя воздухозаборный канал и, по меньшей мере, одну ступень сжатия воздуха или компрессор, который содержит по меньшей мере одно подвижное колесо компрессора, на которое выходит канал.

Такие компрессорные узлы имеют предел аэродинамической устойчивости или границу помпажа, которая ограничивает, в частности, возможности ускорения газотурбинного двигателя. На низких рабочих оборотах предел аэродинамической устойчивости компрессорного узла связан с аэродинамической перегрузкой первой ступени сжатия, что выражается в слишком больших углах падения воздушного потока, достигающего первого подвижного колеса.

В известном решении, описанном в патентной заявке FR2970508, поданной на имя заявителя, предложено установить так называемую решетку предварительной закрутки в воздухозаборном канале газотурбинного двигателя выше по потоку от первого подвижного колеса компрессора для уменьшения угла падения воздушного потока, достигающего упомянутого первого подвижного колеса, ориентируя этот поток в направлении вращения первого подвижного колеса.

Такая решетка предварительной закрутки содержит ориентируемые входные направляющие лопатки, называемые лопатками с регулируемым углом установки, установленные на картере и равномерно распределенные в воздухозаборном канале. Регулировку решетки, то есть ориентирование лопаток, осуществляют при помощи приводного кольца, что позволяет регулировать скорость воздушного потока на входе подвижного колеса таким образом, чтобы адаптировать угол падения воздушного потока, достигающего первого подвижного колеса.

Известная компоновка такой решетки предварительной закрутки предусматривает расположение лопаток решетки таким образом, чтобы угол предварительной закрутки лопаток и, следовательно, угол ориентации воздушного потока можно было менять по высоте в воздушном канале, при этом угол ориентации воздушного потока определяют как относительное отклонение воздушного потока лопаткой решетки предварительной закрутки на данной высоте воздушного канала. Иначе говоря, угол ориентации воздушного потока меняется с радиальным расстоянием в воздухозаборном канале относительно оси газотурбинного двигателя.

На фиг. 1-3 схематично в поперечном сечении на уровне вершины показано расположение двух лопаток 10 решетки 5 предварительной закрутки и двух лопаток 20 подвижного колеса 15 компрессора согласно известному решению. Последовательные лопатки 10 решетки 5 разделены расстоянием S1, называемым «шагом». Каждая лопатка 10 имеет криволинейное сечение и образует хорду С1 между расположенным выше по потоку концом и расположенным ниже по потоку концом лопаток 10, то есть между передней кромкой и задней кромкой лопатки 10.

Когда решетку открывают на высоких рабочих оборотах компрессора, например, на значение угла установки приводного кольца (не показано) решетки 5 предварительной закрутки, равное 0°, угол предварительной закрутки лопаток 10 решетки 5 обычно находится в пределах значений примерно от 0° внизу воздушного канала и примерно до 15° вверху воздушного канала (относительно оси X’X). При этом входящий в решетку воздушный поток F отклоняется на угол ориентации α1, близкий к углу предварительной закрутки лопаток и составляющий между 0° и 15° по высоте в воздушном канале, с абсолютной скоростью V1 на выходе решетки, осевой составляющей которой (по оси X’X) является Vz1. Такую установку решетки 5 используют на высоких рабочих оборотах компрессора, в частности, в максимальном рабочем режиме, например, в режиме взлета в случае вертолетного газотурбинного двигателя.

На низких рабочих оборотах компрессора, как показано на фиг.2, решетка 5 по меньшей мере частично закрыта, чтобы уменьшить аэродинамическую нагрузку и увеличить запас устойчивости по помпажу, смещая границу помпажа компрессора в сторону низких значений расхода и одновременно смещая рабочую границу к высоким значениям расхода, что позволяет получить высокую способность ускорения газотурбинного двигателя. В такой конструкции приводное кольцо (не показано) решетки 5 предварительной закрутки обычно регулируют на значение, например, около 65°, при котором угол предварительной закрутки лопаток 10 решетки 5 составляет между 65° и 80° по высоте потока в воздушном канале.

На высоких рабочих оборотах газотурбинного двигателя (при открытой решетке), когда относительная скорость W1 воздушного потока, достигающего подвижного колеса 15 компрессора вверху воздушного канала, является высокой, например, такой, что относительное число Маха в вершине подвижного колеса превышает 1,4, следует увеличить угол предварительной закрутки лопаток 10 решетки 5 сверх 15° вверху воздушного канала, например, до 20°, чтобы существенно снизить относительную скорость W1 воздуха на входе подвижного колеса 15 и значительно повысить, таким образом, КПД ступени сжатия.

Однако при такой компоновке, если приводное кольцо решетки 5 предварительной закрутки регулируют на значение закрытия решетки, например, около 65°, на низких оборотах, как показано на фиг.2, угол предварительной закрутки лопаток достигает значений порядка 85° вверху воздушного канала, то есть воздушный поток отклоняется на угол ориентации α1, примерно близкий к 85°, лопатками 10 в самой верхней части канала, в частности, на уровне дистального конца лопаток 10. В этом случае осевая скорость Vz1 воздушного потока по оси X’X на выходе решетки 5 предварительной закрутки вверху воздушного канала становится такой низкой, что может привести к нарушению аэродинамической работы лопаток 20 подвижного колеса 15 компрессора. Иначе говоря, пограничные слои воздуха больше не удерживаются на форме профилей вершины лопаток 20 подвижного колеса 15, что может привести к аэродинамическому срыву внутри подвижного колеса, называемому срывом вращающегося потока, который отрицательно влияет на аэродинамическую устойчивость компрессора, то есть является недостатком.

Непосредственным решением для устранения этого недостатка могла бы стать регулировка приводного кольца на меньшее значение при низких оборотах, например, порядка 50° или 60°, чтобы в меньшей степени закрывать решетку предварительной закрутки и увеличить, таким образом, осевую скорость Vz1 воздушного потока вверху воздушного канала. Однако такая регулировка привела бы к уменьшению углов ориентации воздушного потока на остальной части высоты воздушного канала, что является недостатком.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является усовершенствование конструкции существующих решеток предварительной закрутки посредством увеличения угла предварительной закрутки лопаток сверх 15° вверху воздушного канала на высоких рабочих оборотах газотурбинного двигателя, одновременно избегая нарушений аэродинамической работы лопаток подвижного колеса на низких рабочих оборотах газотурбинного двигателя.

Хотя изобретение было разработано для газотурбинного двигателя летательного аппарата, оно касается любого компрессорного узла турбомашины, содержащего решетку предварительной закрутки и существующего в газотурбинных двигателях, турбореактивных двигателях, вспомогательных силовых установках (Auxiliary Power Unit или APU на английском языке), наземных турбомашинах, турбокомпрессорах и т.д. Оно касается также компрессора любого типа, то есть осевого, центробежного, смешанного и т.д.

Таким образом, объектом изобретения является компрессорный узел для турбомашины, при этом упомянутый узел включает в себя воздухозаборный канал, выполненный с возможностью приема воздушного потока, по меньшей мере одну ступень сжатия воздуха, содержащую по меньшей мере одно подвижное колесо компрессора, на которое выходит канал, и решетку предварительной закрутки, расположенную в воздухозаборном канале выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости упомянутого воздушного потока на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки, при этом узел отличается тем, что шаг между двумя последовательными лопатками решетки превышает хорду одной из двух лопаток на данной высоте воздушного канала.

Термином «шаг» обозначают расстояние между двумя идентичными точками двух последовательно расположенных лопаток решетки. Термином «хорда» обозначают расстояние сегмента между расположенным выше по потоку концом и расположенным ниже по потоку концом лопатки решетки предварительной закрутки, то есть между концом передней кромки и концом задней кромки лопатки решетки предварительной закрутки. Термины «выше по потоку» и «ниже по потоку» следует рассматривать относительно направления воздушного потока, циркулирующего в турбомашине.

Предпочтительно шаг между двумя последовательными решетками превышает хорду одной из двух лопаток в верхней части воздушного канала, например, на уровне дистальных концов упомянутых лопаток. Под термином «верхняя часть воздушного канала» следует понимать часть воздушного канала, радиально наиболее удаленную от продольной оси газотурбинного двигателя. Под выражением «вверху воздушного канала» следует понимать дистальный конец лопатки относительно продольной оси газотурбинного двигателя. Точно так же термин «нижняя часть канала» обозначает часть канала, ближайшую к продольной оси газотурбинного двигателя. Под выражением «внизу воздушного канала» следует понимать проксимальный конец лопатки относительно продольной оси газотурбинного двигателя.

В известных решениях шаг между дистальными концами двух последовательных лопаток решетки предварительной закрутки был равен или был меньше хорды лопатки решетки. Иначе говоря, отношение шага к хорде (S1/C1) принимало значения от 0,9 до 1. При этом в закрытом положении решетки лопатки решетки частично перекрывали друг друга, что значительно снижало осевую скорость воздушного потока на низких оборотах и приводило к вышеупомянутым нарушениям аэродинамической работы.

В заявленном компрессорном узле шаг между двумя последовательными лопатками решетки превышает хорду одной из двух лопаток, при этом лопатки больше не перекрывают друг друга в закрытом положении решетки, как в известных решениях, что позволяет использовать лопатки соответственно углу предварительной закрутки, превышающему 15° в верхней части воздушного канала на высоких рабочих оборотах ступени сжатия (с очень открытыми углами установки решетки предварительной закрутки), одновременно обеспечивая эффективную аэродинамическую работу подвижного колеса компрессора на низких оборотах (с очень закрытыми углами установки решетки предварительной закрутки).

Согласно отличительному признаку изобретения, угол предварительной закрутки лопаток превышает 15° в верхней части воздушного канала, в частности, на уровне их дистальных концов, предпочтительно составляет между 15° и 25°, когда решетка предварительной закрутки находится в открытом рабочем положении на высоких оборотах ступени сжатия, например, при угле установки приводного кольца решетки, равном 0°. Таким образом, когда относительная скорость воздушного потока, достигающего первого подвижного колеса компрессора, является высокой, например, такой, при которой относительное число Маха в вершине подвижного колеса превышает 1,4, такой диапазон значений угла предварительной закрутки лопаток решетки в верхней части воздушного канала позволяет в достаточной степени уменьшить относительную скорость воздушного потока на максимальных рабочих оборотах компрессора, чтобы значительно повысить КПД ступени сжатия.

Предпочтительно угол предварительной закрутки лопаток составляет между 80° и 90° в верхней части воздушного канала, в частности, на уровне их дистальных концов, когда решетка предварительной закрутки находится в закрытом рабочем положении на низких оборотах ступени сжатия, например, при угле установки приводного кольца решетки, равном 65°. В этом случае, учитывая, что шаг между двумя последовательными лопатками превышает хорду лопатки, промежуток между лопатками в закрытом положении решетки позволяет получить осевую скорость воздушного потока, превышающую осевую скорость потока в известном узле, при такой же регулировке приводного кольца решетки предварительной закрутки. Иначе говоря, промежуток между лопатками позволяет увеличить осевую скорость воздушного потока, проходящего через решетку предварительной закрутки, в частности, при очень закрытых углах установки, чтобы избежать нарушений аэродинамической работы лопаток подвижного колеса компрессора.

Предпочтительно лопатки решетки расположены радиально по отношению к оси турбомашины и выполнены таким образом, чтобы угол предварительной закрутки лопаток решетки предварительной закрутки менялся в воздушном канале с радиальным расстоянием. Для этого лопатки могут быть, например, кручеными.

Предпочтительно угол предварительной закрутки приблизительно равен 0° внизу воздушного канала, то есть максимально близко в радиальном направлении к оси газотурбинного двигателя, составляет порядка 25° вверху воздушного канала, т.е. максимально далеко в радиальном направлении к оси газотурбинного двигателя, при значении угла установки приводного кольца решетки 0°.

Согласно аспекту изобретения, хорда лопаток является постоянной среди множества лопаток решетки предварительной закрутки.

Согласно признаку изобретения, решетка предварительной закрутки расположена в радиальной части, в колене или в осевой части воздухозаборного канала. Термины «радиальная часть» и «осевая часть» следует рассматривать относительно оси турбомашины.

Предпочтительно лопатки равномерно распределены в воздухозаборном канале. Иначе говоря, шаг между лопатками решетки является постоянным.

Объектом изобретения является также турбомашина, например, газотурбинный двигатель, в частности, для летательного аппарата, например, вертолета, содержащая воздухозаборный канал, выполненный с возможностью приема воздушного потока, по меньшей мере, одну ступень сжатия воздуха, содержащую по меньшей мере одно подвижное колесо компрессора, на которое выходит канал, и решетку предварительной закрутки, расположенную в воздухозаборном канале выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха упомянутого потока на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки, при этом узел отличается тем, что шаг между двумя последовательными лопатками решетки превышает хорду одной из двух лопаток на данной высоте, предпочтительно в верхней части, воздушного канала.

Объектом изобретения является также способ управления решеткой предварительной закрутки описанного выше компрессорного узла, содержащего воздухозаборный канал, выполненный с возможностью приема воздушного потока, по меньшей мере, одну ступень сжатия воздуха, содержащую по меньшей мере одно подвижное колесо компрессора, на которое выходит канал, и решетку предварительной закрутки, расположенную в воздушном канале выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха упомянутого потока на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки, при этом способ отличается тем, что шаг между двумя последовательными лопатками решетки превышает хорду одной из двух лопаток на данной высоте воздушного канала, предпочтительно в его верхней части, в частности, на уровне их дистальных концов, лопатки решетки устанавливают соответственно углу предварительной закрутки между 80° и 90° на низких рабочих оборотах ступени сжатия.

Объектом изобретения является также способ управления решеткой предварительной закрутки описанного выше компрессорного узла, содержащего воздухозаборный канал, выполненный с возможностью приема воздушного потока, по меньшей мере одну ступень сжатия воздуха, содержащую по меньшей мере одно подвижное колесо компрессора, на которое выходит канал, и решетку предварительной закрутки, расположенную в воздушном канале выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха упомянутого потока на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки, при этом способ отличается тем, что шаг между двумя последовательными лопатками решетки превышает хорду одной из двух лопаток на данной высоте воздушного канала, предпочтительно в его верхней части, в частности, на уровне их дистальных концов, лопатки решетки устанавливают соответственно углу предварительной закрутки, превышающему 15°, предпочтительно составляющему между 15° и 25° на высоких рабочих оборотах ступени сжатия.

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания не ограничительных примеров со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых подобные объекты имеют идентичные обозначения и на которых:

Фиг. 1 - вид в поперечном сечении узла, образованного двумя лопатками решетки предварительной закрутки и двумя лопатками подвижного колеса газотурбинного двигателя, согласно известному решению, при этом решетка предварительной закрутки находится в открытом положении.

Фиг. 2 - вид в поперечном сечении узла, показанного на фиг.1, где решетка предварительной закрутки показана в закрытом положении.

Фиг. 3 - вид в поперечном сечении расположения лопаток решетки предварительной закрутки согласно известному решению.

Фиг. 4 - вид в поперечном сечении расположения лопаток решетки предварительной закрутки в соответствии с изобретением.

Фиг. 5 - вид в поперечном сечении узла, образованного двумя лопатками решетки предварительной закрутки и двумя лопатками подвижного колеса газотурбинного двигателя, в соответствии с изобретением, при этом решетка предварительной закрутки находится в закрытом положении.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Хотя изобретение было разработано для газотурбинного двигателя летательного аппарата, оно касается любого компрессорного узла газотурбинного двигателя, содержащего решетку предварительной закрутки и существующего в газотурбинных двигателях, турбореактивных двигателях, вспомогательных силовых установках (Auxiliary Power Unit или APU на английском языке), наземных турбомашинах, турбокомпрессорах и т.д.

Изобретение касается также компрессора любого типа, то есть осевого, центробежного, смешанного и т.д.

Компрессорный узел для турбомашины в соответствии с изобретением включает в себя воздухозаборный канал, выполненный с возможностью приема воздушного потока, ступень сжатия воздуха, содержащую подвижное колесо компрессора, на которое выходит канал, и решетку предварительной закрутки. Решетка предварительной закрутки расположена в воздушном канале выше по потоку от подвижного колеса компрессора для спрямления воздушного потока выше по потоку, который направляется на подвижное колесо, и для регулирования его скорости на входе подвижного колеса. Решетка содержит множество лопаток с регулируемым углом установки, расположенных радиально по отношению к оси турбомашины и в одной поперечной плоскости, перпендикулярной к оси турбомашины.

Во время работы турбомашины воздух поступает в воздухозаборный канал, проходит через решетку предварительной закрутки и достигает подвижного колеса компрессора. После этого воздушный поток, сжатый подвижным колесом компрессора, нагнетается в камеру сгорания, где смешивается с топливом и после сгорания производит кинетическую энергию для приведения во вращение одной или нескольких турбин.

Разумеется, турбомашина может также содержать другие ступени сжатия, расположенные между первой ступенью сжатия и камерой сгорания.

На фиг. 4 и 5 показано расположение двух лопаток 110 решетки 105 предварительной закрутки в соответствии с изобретением. Средства управления (не показаны) решеткой 105 предварительной закрутки позволяют ориентировать лопатки 110 решетки 105 в соответствии с правилом установки открывания/закрывания лопаток 110, которое зависит от режима вращения турбомашины. Такое правило установки рассчитывают таким образом, чтобы гарантировать минимальный запас по помпажу между рабочей границей и границей помпажа.

Лопатки 110 решетки 105 отстоят друг от друга на шаг S2 и имеют между своими расположенным выше по потоку и ниже по потоку концами, то есть между передней кромкой и задней кромкой, кривизну, определяющую хорду С2.

Как показано на фиг. 5, решетка 105 предварительной закрутки расположена, если рассматривать общее направление воздушного потока F, выше по потоку от лопаток 120 подвижного колеса 115 компрессора. Подвижное колесо 115 вращается с вектором скорости U таким образом, чтобы ускорять воздушный поток, отклоняемый решеткой предварительной закрутки.

Согласно изобретению, шаг S2 между двумя последовательными лопатками 110 решетки 5 превышает хорду С2 лопаток 110 решетки 105 вверху воздушного канала, поэтому лопатки 110 не перекрывают друг друга в закрытом положении решетки 105. Отношение шага S2 к хорде С2, то есть параметр S2/С2, может принимать значения между 1 и 1,5.

Таким образом, на высоких рабочих оборотах компрессора (при открытой решетке) значения угла α2 предварительной закрутки воздушного потока, составляющие между 15° и 25° вверху воздушного канала, позволяют значительно уменьшить относительную скорость W2 воздуха на входе подвижного колеса 115 и очень существенно повысить, таким образом, КПД ступени сжатия.

На низких рабочих оборотах компрессора (решетка закрыта), промежуток между лопатками 110 решетки 105 позволяет, несмотря на значения угла предварительной закрутки лопаток между 80° и 90° вверху воздушного канала, получать меньшие углы α2 предварительной закрутки воздушного потока и сохранять, таким образом, достаточно высокую осевую скорость Vz2, чтобы избегать нарушений аэродинамической работы подвижного колеса 115 компрессора на низких оборотах при очень закрытых углах установки решетки 105 предварительной закрутки.

Действительно, как показано на фиг. 5, увеличение шага S2 по сравнению с известным решением позволяет ограничить отклонение воздушного потока, проходящего между передней кромкой ВА лопатки 110 и задней кромкой BF следующей лопатки 110 решетки 105 предварительной закрутки.

1. Компрессорный узел для турбомашины, включающий в себя воздухозаборный канал, выполненный с возможностью приема воздушного потока, по меньшей мере одну ступень сжатия воздуха, содержащую по меньшей мере одно подвижное колесо (115) компрессора, на которое выходит воздухозаборный канал, и решетку (105) предварительной закрутки, расположенную в воздухозаборном канале выше по потоку от подвижного колеса (115) компрессора для регулирования скорости воздуха в упомянутом воздушном потоке на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток (110) с регулируемым углом установки, при этом узел отличается тем, что шаг (S2) между двумя последовательными лопатками (110) решетки (105) превышает хорду (С2) одной из двух лопаток (110) на данной высоте воздухозаборного канала в его верхней части, при этом угол предварительной закрутки воздушного потока лопатками (110) составляет между 80° и 90° в верхней части воздухозаборного канала, когда решетка (105) предварительной закрутки находится в закрытом рабочем положении на низких оборотах ступени сжатия.

2. Компрессорный узел по п. 1, в котором угол предварительной закрутки воздушного потока лопатками (110) превышает 15° в верхней части воздухозаборного канала, предпочтительно составляет между 15° и 25°, когда решетка (105) предварительной закрутки находится в открытом рабочем положении на высоких оборотах ступени сжатия.

3. Компрессорный узел по п. 1, в котором угол предварительной закрутки воздушного потока лопатками (110) решетки (105) предварительной закрутки меняется в воздухозаборном канале в зависимости от радиального расстояния.

4. Компрессорный узел по п. 3, в котором угол предварительной закрутки составляет порядка 0° внизу воздухозаборного канала и составляет порядка 25° вверху воздухозаборного канала при значении угла установки решетки 0° при помощи приводного кольца.

5. Компрессорный узел по п. 1, в котором хорда (С2) лопаток (110) является постоянной среди множества лопаток (110) решетки (105) предварительной закрутки.

6. Компрессорный узел по п. 1, в котором лопатки (110) равномерно распределены в воздухозаборном канале.

7. Турбомашина, содержащая воздухозаборный канал, выполненный с возможностью приема воздушного потока, по меньшей мере одну ступень сжатия воздуха, содержащую по меньшей мере одно подвижное колесо (115) компрессора, на которое выходит воздухозаборный канал, и решетку (105) предварительной закрутки, расположенную в воздухозаборном канале выше по потоку от подвижного колеса (115) компрессора для регулирования скорости воздуха в упомянутом воздушном потоке на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток (110) с регулируемым углом установки, отличающаяся тем, что шаг (S2) между двумя последовательными лопатками (110) решетки (105) превышает хорду (С2) одной из двух лопаток (110) на данной высоте воздухозаборного канала в его верхней части, при этом угол предварительной закрутки воздушного потока лопатками (110) составляет между 80° и 90° в верхней части воздухозаборного канала, когда решетка (105) предварительной закрутки находится в закрытом рабочем положении на низких оборотах ступени сжатия.

8. Способ управления решеткой (105) предварительной закрутки компрессорного узла по любому из пп. 1-6, содержащего воздухозаборный канал, выполненный с возможностью приема воздушного потока, по меньшей мере одну ступень сжатия воздуха, содержащую по меньшей мере одно подвижное колесо (115) компрессора, на которое выходит воздухозаборный канал, и решетку (105) предварительной закрутки, расположенную в воздухозаборном канале выше по потоку от подвижного колеса (115) компрессора для регулирования скорости воздуха в упомянутом воздушном потоке на входе подвижного колеса (115) и содержащую множество лопаток (110) с регулируемым углом установки, при этом способ отличается тем, что шаг (S2) между двумя последовательными лопатками (110) решетки (105) превышает хорду (С2) одной из двух лопаток (110) на данной высоте воздухозаборного канала, лопатки (110) решетки (105) устанавливают соответственно углу предварительной закрутки воздушного потока между 80° и 90° на низких рабочих оборотах ступени сжатия.

9. Способ по п. 8, в котором лопатки (110) решетки (105) устанавливают соответственно углу предварительной закрутки, превышающему 15°, предпочтительно составляющему между 15° и 25° в верхней части воздухозаборного канала и на высоких рабочих оборотах ступени сжатия.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении погружных центробежных насосов для добычи нефти. Рабочее колесо и/или направляющий аппарат ступени погружного центробежного насоса выполнены из гибкого материала, и внутри них сделаны каналы, заполненные жидкостью или газом под давлением.

Изобретение касается лопастного насоса с по меньшей мере одной насосной ступенью (14). Эта насосная ступень (14) имеет установленное без возможности поворота на валу (26) насоса рабочее колесо (18).

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к горизонтальным многоступенчатым секционным центробежным насосам, используемым для закачки воды в нефтяные пласты и поддержания внутрипластового давления нефтяных месторождений при добыче нефти, а также в качестве питательного насоса высокого давления паровых котлов электростанций и парогенераторных установок.

Изобретение относится к насосу для перекачивания жидкости. Насос содержит приводной блок (3) и теплоотвод (23), соединенный с указанным приводным блоком (3).

Изобретение относится к вентиляторам, компрессорам и движителям аппарата вертикального взлета и посадки. Техническим решением является использование энергии всей ускоряемой массы газа как в осевом, так и в радиальном направлениях.

Изобретение может использоваться в центробежных насосах, вентиляторах и компрессорах, рабочие колеса которых имеют радиальные лопаточные решетки. Изобретение минимизирует потери напора в таких лопаточных решетках за счет задания оптимальной формы средней линии лопаток.

Настоящее изобретение относится к интегрированному вентиляционному аппарату для подвальных помещений. Он включает в себя: приточный вентилятор, установленный в отверстии для подачи воздуха каждого яруса подвального помещения; вытяжной вентилятор, установленный в выпускном воздушном отверстии на каждом ярусе, направленный в воздухоотводящий канал подвального помещения; множество промежуточных вентиляторов, установленных на потолке каждого яруса подвального помещения; и контроллер, получающий электрические сигналы от датчиков, равномерно распределенных по потолку каждого яруса, для общего контроля вентиляторов; приточный вентилятор и вытяжной вентилятор, включающие цилиндрический вентилятор, установленный в полигональной колоннообразной раме, при этом по меньшей мере один из приточного вентилятора и вытяжного вентилятора дополнительно снабжен противопожарной заслонкой, которая открывается или закрывается в зависимости от того, работает вентилятор или нет, и которая может быть принудительно закрыта с помощью предохранителя, срабатывающего при определенной температуре, при этом по меньшей мере один из приточного вентилятора и вытяжного вентилятора дополнительно снабжен распылительными соплами, которые всасывают воду под действием разрежения создаваемого воздушного потока для мелкодисперсного распыления воды.

Изобретение относится к насосостроению, а именно к погружным скважинным электрическим насосам, и может быть использовано при производстве электродвигателей к ним.

Рабочая лопатка турбомашины выполнена с возможностью прикрепления к роторному колесу одной ступени турбомашины и имеющая по меньшей мере одну характеристику, включающую по меньшей мере одно из следующего: ширину шейки, длину платформы, угол между точкой перегиба указанной платформы и краем платформы или указанной шейкой, высоту платформы, высоту хвостовика, ширину хвостовика и окружную ширину монтажного основания рабочей лопатки.

Изобретение относится к области производства погружных скважинных электрических насосов и компрессоров. Устройство охлаждения и защиты от твердых частиц торцевого уплотнения погружного электродвигателя, соединенного соединительной муфтой с насосом, имеет на наружной цилиндрической поверхности муфты пескосбрасыватель, а в нижней части муфты - полый цилиндр.

Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса, внутреннего кольца и расположенных между ними направляющих лопаток, состоящих из неподвижных стоек и поворотных закрылков.

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13).

Изобретение может быть использовано для конструирования узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки 1 с внутренними цапфами 4, размещенными между наружным корпусом 2 и разъемным кольцом 3, и фторопластовые втулки 6, каждая из которых контактирует с поверхностью внутренней цапфы 4 поворотной лопатки и ответным радиальным отверстием разъемного кольца 3.

Компрессор содержит поворотные статорные лопатки. Лопатка компрессора имеет аэродинамическую часть заданного профиля по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в масштабируемой таблице, которая выбрана из группы таблиц, состоящей из Таблиц 1-2, и в которой значения X, Y и Z декартовой системы координат являются безразмерными значениями, преобразуемыми в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на некоторое число, причем координаты X и Y представляют собой координаты, которые, будучи соединенными непрерывными дугами, определяют сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z, при этом сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z плавно соединены друг с другом с формированием полной формы аэродинамической части.

Изобретение относится к конструированию узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки, размещенные между наружным корпусом и внутренним разъемным кольцом, а также фторопластовые втулки.

Изобретение относится к высоконапорным компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высоконапорный компрессор включает в себя консольные лопатки поворотного направляющего аппарата, установленные внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса.

Управляющее устройство для управления поворотными лопатками турбомашины включает множество поворотных лопаток, ориентированных радиально относительно оси турбомашины, и кольцевой управляющий участок для управления поворотом лопаток.

Группа изобретений относится к насосному устройству (2), устанавливаемому коаксиально в трубе (3), и насосной системе (1), содержащей насосное устройство (2). Насосное устройство (2) включает осевой или радиально-осевой насос, содержащий направляющую трубку (7), расположенную вокруг участка рабочего колеса насосного устройства (2).

Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения с поворотными лопатками. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях турбомашин, в частности в узлах соединения гидроцилиндра привода направляющих аппаратов с промежуточным корпусом газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к держателю трубы для удаления насыщенного маслом воздуха из турбомашины. Держатель (5), предназначенный для удержания трубы для удаления насыщенного маслом воздуха из турбомашины, содержащий радиально внутреннюю кольцевую часть (6), предназначенную для установки вокруг упомянутой трубы, и ребра (11), простирающиеся наружу в радиальной плоскости от кольцевой части (6), образуя угол (α) с радиальным направлением.

Компрессорный узел турбомашины включает воздухозаборный канал, ступень сжатия воздуха, содержащую подвижное колесо компрессора и решетку предварительной закрутки, расположенную выше по потоку от подвижного колеса компрессора для регулирования скорости воздуха в воздушном потоке на входе подвижного колеса и содержащую множество лопаток с регулируемым углом установки. Шаг между двумя последовательными лопатками решетки превышает хорду одной из двух лопаток на данной высоте воздухозаборного канала в его верхней части. Угол предварительной закрутки воздушного потока лопатками составляет между 80° и 90° в верхней части воздухозаборного канала, когда решетка предварительной закрутки находится в закрытом рабочем положении на низких оборотах ступени сжатия. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанный компрессорный узел. При управлении решеткой предварительной закрутки компрессорного узла на низких рабочих оборотах ступени сжатия лопатки решетки устанавливают соответственно углу предварительной закрутки воздушного потока между 80° и 90°. Группа изобретений позволяет повысить эффективность компрессорного узла на низких оборотах ступени сжатия. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх