KR970005863B1

KR970005863B1 - Device for extending the performances of a radial compressor

Info

Publication number: KR970005863B1
Application number: KR1019890008986A
Authority: KR
Inventors: 로네 카알-하인쯔
Original assignee: 아세아브라운보베리리미티드; 한스욧·헷째르, 게르트 뤼크
Priority date: 1988-06-29
Filing date: 1989-06-28
Publication date: 1997-04-21
Also published as: CN1039087A; KR900000600A; CN1012698B; PL159958B1; DE58903001D1

Abstract

내용 없음.No content.

Description

레이디얼 압축기의 성능 향상 장치Radial compressor performance improvement device

제1도는 압축기 성능 향상 장치를 갖춘 레이디얼 압축기.1 is a radial compressor equipped with a compressor performance improving device.

제2도는 장치의 구조를 개선한 레이디얼 압축기.2 is a radial compressor with an improved structure of the device.

제3도는 장치의 치수 관계를 나타내는 도면이다.3 is a diagram showing the dimensional relationship of the device.

* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명* Explanation of symbols for main parts of the drawings

2,2a : 임펠러 3,3a : 안정링2,2a: Impeller 3,3a: Stabilization ring

4,4a : 안정기 날개 4b : 통로유동 보조체4,4a: Ballast wing 4b: Passage flow aid

5 : 안정기 구멍 6 : 입구도관5 ballast hole 6 inlet conduit

본 발명은 헤이디얼 압축기의 성능 향상 장치에 관한 것이다.The present invention relates to an apparatus for improving performance of a radial compressor.

터어보 압축기를 사용시, 레이디얼(반경류)이든 축류이든 압축기이든 간에 부분 부하작동중에 높은 신뢰성을 얻기 위하여는, 히스테리시스(hysteresis)없이 처리량을 증가시키고 일정하게 하강하는 안정된 특성을 달성할 수 있는 것이 요구된다.When using a turbo compressor, to achieve high reliability during partial load operation, whether radial (axial), axial or compressor, it is possible to achieve a stable characteristic of increasing throughput and falling constantly without hysteresis. Required.

그러나, 부분 부하하에서는 안정적인 특성을 얻기는 매우 어렵고, 구조상 압축율이 높게 된다. 이것을 실제로 해결하고, 안정장치의 부가에 의해 소망한 특성을 달성하려는 시도가 행해지고 있다. 그러나, 부분 부하작동중에, 층류에서 와류로 변화하는 영역의 구조와 날개 형상이 다름으로 인해, 여태까지 명쾌한 기술적인 해결책이 구체화되지 못하여 범용의 다루기 쉬운 안정장치를 만들어낼 수 없었다.However, under partial load, it is very difficult to obtain stable characteristics, and the compressibility is high in structure. Attempts have been made to actually solve this problem and achieve desired characteristics by the addition of stabilizers. However, due to the different structure and wing shape of the region that changes from laminar to vortex during partial load operation, no clear technical solution has been realized so far to produce a general-purpose manageable stabilizer.

따라서 기존의 압축기의 과학적 정도로서는 안정된 특성을 달성할 수 있는, 안정장치를 갖춘 압축기는 현재로서는 없다고 말할 수 있다. 이러한 불만족스런 상황은 특히 레이디얼 압축기의 경우에 직면하게 된다. 기존의 알려진 레이디얼 압축기에의 안정장치로는 유럽특허 공개 공보 제0,229,519호를 들 수 있는데, 이것은 임펠러 자켓으로서의 내부하우징이 방사형 또는 유사 방사형 보어 형태로 되어 있으며, 상기 보어는 도관과 블레이딩 사이를 연결부를 형성하며, 날개에 의해 날개 측에 다소 가려져 있다. 비록 이런 보어는 특성상 펌핑한계와 안정한계를 변화시킨다 하더라도, 그로 인한 효율손실이 매우 높아 4∼5퍼센트에 달할 것이다.이와 같은 해결방법으로는, 특정작동형태로 인해 발생하는 불안정때문에 꼭 필요한, 작은 처리량으로 소정의 성능을 향상시킬 수 있도록 하기는 사실상 불가능하다.Therefore, it can be said that there is currently no compressor with a stabilizer that can achieve a stable characteristic by the scientific degree of the conventional compressor. This unsatisfactory situation is particularly encountered in the case of radial compressors. A known stabilizer for a radial compressor is European Patent Publication No. 0,229,519, in which the inner housing as an impeller jacket is in the form of a radial or pseudo-radial bore, the bore between the conduit and the blading. It forms a connecting part and is somewhat hidden on the wing side by the wing. Although these bores, by their nature, change the pumping and stabilization limits, the resulting loss of efficiency will be very high, ranging from four to five percent. It is virtually impossible to be able to improve some performance with throughput.

여기에서 또 다른 중요한 인자는 높은 효율손실의 초래없이 이런 최소의 안정효과는 얻어져야 한다는 것이다.Another important factor here is that this minimum stabilizing effect must be obtained without causing high efficiency losses.

따라서 본 발명의 목적은 미리 설정 가능한 정확도로 입구 구역에서 임펠러 흐름을 안정화시켜 작은 처리량으로 성능을 향상시킬 수 있는 레이디얼 압축기용의 신규의 장치를 제공함에 그 목적이 있다.It is therefore an object of the present invention to provide a novel apparatus for radial compressors that can improve performance with a small throughput by stabilizing the impeller flow in the inlet zone with a presettable accuracy.

본 발명의 특히 유리한 잇점은 레이디얼 압축기기 꽉찬볼륨(체적) 유동을 하는 한 이 장치가 중립적으로 작동하며, 단지 상이한 유동상태가 나타날 때에만, 특히 부분부하 하에서만 이 장치가 작동하여 전방에서의 분리현상이 전 부분 부하영역에 걸쳐 나타나는 것을 방지한다. 염려한 펌핑 역시 억제되어 안정된 특성을 나타낼 수 있다. 본 발명의 또 다른 잇점은 본 장치는 단순한 구조적 치수를 나타내므로 모든 레이디얼 압축기에 그 기술적 특성에 상관없이 주어질 수 있다는 것에 있다. 본 발명의 목적을 해결하기 위한 특징 및 특히 유리한 다른 개선을 종속항들에 나타내었다.A particularly advantageous advantage of the present invention is that as long as the radial compressor has full volume (volume) flow, the device operates neutrally, and only when different flow states are present, especially at partial loads, so that the device can be operated at the front. This prevents separation from appearing over the full load area. Concerned pumping can also be suppressed to show stable properties. Another advantage of the present invention is that the device exhibits simple structural dimensions and therefore can be given to any radial compressor, regardless of its technical characteristics. Features and particularly advantageous other improvements for solving the object of the invention are indicated in the dependent claims.

본 발명에 대한 더욱 완전한 이해와 본 발명의 잇점들을 쉽게 알 수 있도록 하기 위해 이하 첨부도면과 함께 상세히 설명하고자 한다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS In order to facilitate a more complete understanding of the present invention and the advantages of the present invention, it will be described in detail with the accompanying drawings.

먼저, 도면에 있어, 전체적으로 동일 또는 대응부분은 동일한 도면번호로 나타내었으며, 제1도는 레이디얼 압축기의 작동중, 성능향상을 위해 설치한 장치의 영역에서의 레이디얼 압축기의 부분 입면도를 나타낸다. 상기 장치는 부분 부하작동중에, 대체적으로 입구 구역에서 안정된 임펠러 유동을 만들어낸다. 레이디얼 압축기는 하우징(1)과 임펠러(2)를 가지며, 상기한 안정장치는 임펠러(2)의 전방에 설치되고 그 자체는 안정기 구멍(5)과, 안정링(3) 그리고 다수의 안정기 날개(4)로 이루어진다. 안정기 구멍(5)은 반경방향으로 소정의 깊이로써 입구 도관(6)표면에서 시작하여 하우징(1)내부로 연장하는 내부홈으로 되어 있으며 대략 임펠러(2)에 가까운 유동측 모서리의 위쪽에서 소정의 길이로 축방향으로 상류로 연장한다. 안정링(3)은 안정기 구멍(5)속에 일체로하여, 입구 도관(6) 표면의 연장선상에 전개하는 내부 원주면을 이루도록 한다.First, in the drawings, the same or corresponding parts as a whole are denoted by the same reference numerals, and FIG. 1 shows a partial elevation of the radial compressor in the area of the apparatus installed for improving performance during operation of the radial compressor. The device produces a stable impeller flow, generally at the inlet zone, during partial load operation. The radial compressor has a housing 1 and an impeller 2, the stabilizer being installed in front of the impeller 2 and itself is a stabilizer hole 5, a stabilizer ring 3 and a number of ballast vanes. It consists of (4). The ballast hole 5 is an inner groove extending from the surface of the inlet conduit 6 to a predetermined depth in the radial direction and extending into the housing 1 and at the top of the flow-side edge approximately close to the impeller 2. Extends axially upstream in length. The stabilization ring 3 is integrated into the ballast hole 5 to form an inner circumferential surface that extends on an extension line of the surface of the inlet conduit 6.

안정링(3)의 바깥 원주에는 반경 연장상에 안정기 구멍(5)의 나머지 안쪽 폭을 메우는 그리고 그곳에 장착되는 복수위 날개를 끼운다. 안정링(3)의 벽두께는 강도와 작동상 요구되는 안정기능을 만족하도록 한다. 개체동역학적으로 고려하여, 안정링(3)의 벽두께는 안정기 날개(4)의 높이를 불필요하게 침해해서는 안된다. 그리하여, 날개를 갖는 안정장치 요소는 날개가 없는 구조와 비교해 히스테리시스 또는 불안정 영역을 제거하는 면에서 더 나은 효과를 보장할 수 있다.The outer circumference of the stabilization ring 3 is fitted with a plurality of wings which fill the remaining inner width of the ballast hole 5 on the radial extension and are mounted there. The wall thickness of the stabilization ring (3) is to satisfy the strength and the stability function required for operation. Considering the kinetics, the wall thickness of the stabilizer ring 3 should not unnecessarily interfere with the height of the stabilizer blades 4. Thus, winged stabilizer elements can ensure a better effect in removing hysteresis or unstable areas compared to wingless structures.

비록 안정장치의 날개가 없는 구조자체 역시 불안정 구역의 감소를 야기하긴 하지만, 그 구역의 제거는 날개없는 구조로는 달성 될 수 없다.Although the wingless structure of the stabilizer itself also leads to a reduction in the unstable zone, removal of the zone cannot be achieved with a wingless structure.

이는 압축기에 의래 이송되는 체적유동에 대한 부분 부하상태에서 순환하는 체적, 유동이 날개가 없는 것 보다 날개가 있는 안정장치에서 더 크다는 사실에 대부분 관련되어 있다. 이런 차이는 안정장치의 상이한 손실계수에서 발생한다. 안정장치의 정확한 구조는 주로 안정링(3)의 외겨의 옮바른 선택에 달려 있으며, 이는 압축기와 조화되어야 한다. 다시말해, 임펠러 입구에서의 외경에 따라 각각의 경우, 효율이 덜어지지 않도록 소량만이 최상지점에서의 안정기 구멍(5)을 통과하여 유동하도록 하고 다른 한편으로는 가능한 많은 양의 유동(8)이 부분 부하에서 순환하도록 하여야 한다.This is mostly related to the fact that the volume and flow circulating under partial load for the volume flow conveyed by the compressor is larger in the winged stabilizer than in the absence of the wing. This difference occurs at different loss factors of the stabilizer. The exact construction of the stabilizer depends mainly on the correct choice of the outer shell of the stabilizer ring (3), which must be matched to the compressor. In other words, depending on the outer diameter at the impeller inlet, in each case only a small amount is allowed to flow through the ballast hole 5 at the top so that the efficiency is not reduced, while on the other hand a large amount of flow 8 It is to be circulated at partial load.

따라서 자연적으로, 안정링(3)의 외경의 선택이 설정된 후에 안정링의 외경과 장치의 다른 요소 치수사이에 상관관계가 존재한다.Naturally, therefore, there is a correlation between the outer diameter of the stabilization ring and the other element dimensions of the device after the selection of the outer diameter of the stabilization ring 3 is established.

다음, 제1도를 설명하면, 과부하 상태에서 이송유동(9)의 일부는 주유동(7)과 같은 방향으로 안정기 구멍(5)을 통해 유동하면서 임펠러(2)를 가격하여 압축공기로서 통로(10)로 배출된다. 안정기 구멍(5)에서 부분적인 일부 이송유동(9) 역시 역으로 뒤틀림을 받고 그로인해 효율이 증가하려는 경향을 나타낸다. 제1도에서도 보는 것과 마찬가지로, 여기서 설명하는 구조의 예는 임펠러(2)가 안정기 구멍(5)으로 돌출하도록 구성되었다. 그 이유는 임펠러(2)가 안정기 구멍(5)쪽으로 돌출할수록 순환공기에 더 많은 일이 전달되고, 선회체적유동(8)이 커지며, 그리고 장치의 안정효과는 더 커지기 때문이다. 재순환하는 부분적 부하유동(8)의 유동방향으로의 안정기 날개(4) 폭은 지시선으로 가리키는 안정기 날개(4a)와 같이 변형시킬 수 있으며 이 연장 평면에서 안정기 구멍(5)의 전체 나머지 폭을 취할 수 있다. 가능한 최대폭의 안정기 날개(4a)는 부분적 유동(8,9)에 대해 채널통과 효과가 있어 부분 부하와 과부하 하에서 장치의 안정성을 증가시키는데 유리하다.Next, referring to FIG. 1, a part of the conveying flow 9 in an overload state flows through the ballast hole 5 in the same direction as the main flow 7 and strikes the impeller 2 to pass the passage as compressed air. 10) is discharged. Partial transfer flow 9 partially in the ballast hole 5 also tends to be reversed and thereby tend to increase efficiency. As shown in FIG. 1, the example of the structure described here was configured such that the impeller 2 protrudes into the ballast hole 5. The reason is that as the impeller 2 protrudes toward the ballast hole 5, more work is transferred to the circulation air, the swirl volume flow 8 becomes larger, and the stabilizing effect of the device becomes larger. The width of the ballast blades 4 in the flow direction of the recirculating partial load flow 8 can be deformed like the ballast blades 4a indicated by the leader line and can take the entire remaining width of the ballast holes 5 in this extension plane. have. The maximum possible ballast vanes 4a have a channel passing effect on the partial flow 8, 9, which is advantageous for increasing the stability of the device under partial load and overload.

한편 제2도는 부분 부하하에서 안정기 구멍(5)내에서 유동을 개선할 목적으로 안정링(3)과 안정기 날개(4a)를 더욱 개선한 것을 도시하고 있다. 안정링(3a)은 측단면 구조를 가지며 한편 안정기 날개(4a)부분 부하유동(8)의 유동 방향으로 최대로 측 방향 연장한 것으로서 통로 유동 보조체(4b)의 부가로 더욱 개선한 것을 나타낸다.2 shows the further improvement of the stabilizer ring 3 and the stabilizer vanes 4a for the purpose of improving the flow in the ballast hole 5 under partial load. The stabilization ring 3a has a lateral cross-sectional structure while extending further in the lateral direction in the flow direction of the partial load flow 8 of the stabilizer vane 4a, indicating further improvement by the addition of the passage flow aid 4b.

이와 같은 구조는 적으나마, 부분 부하 하에서의 특성을 양호하게 한다. 제2도는 또한, 제1도를 기초로 하여 임펠러(2a)를 길게 유동 반대 방향으로 안정기 구멍(5)속으로 전개함으로써 장치의 안정화 효과를 개선한 예를 보여준다. 제2도에서 보듯이, 임펠러(2a)는 안정 링(3a) 근처까지 가능한 멀리 안정기 구멍(5)쪽으로 돌출하도록 한 구조로 되어 있음을 쉽게 알 수 있다.Although such a structure is small, the characteristics under partial load are improved. FIG. 2 also shows an example of improving the stabilization effect of the device by deploying the impeller 2a into the ballast hole 5 in the direction opposite to the flow on the basis of FIG. As shown in FIG. 2, it can be easily seen that the impeller 2a is structured so as to project toward the ballast hole 5 as far as possible near the stabilizer ring 3a.

제3도를 이하 설명한다. 제1도에서 먼저 설명한 바와 같이, 안정기의 정확한 형상은 먼저 안정 링(3)의 외경 d의 정확한 선택으로 이루어진다. 이 직경 d는 만약, 입구 구역에서의 임펠러 유동을 안정화시키기 위한 특히, 부분 부하하에서 안정화 시키기 위한 장치를 갖는 레이디얼 압축기의 작동상 잇점을 구하고자 한 경우엔, 임펠러 입구구멍의 외경Y에 대한 일정비율로 나타내어야 한다. 고정 링 외경(d)의 옳바른 선택은 임펠러 입구구멍의 외경Y에 대해 1.02-1.05배율범위로 한정하는 것이다. 장치의 다른 요소들의 치수는 이 초기 선택을 기초로 산출해내며, 이들 요소들의 치수를 명확히 하기 위해, 앞으로는 임펠러 입구구멍의 외경 Y대한 배율로 각각 나타내면,3 is described below. As described earlier in FIG. 1, the correct shape of the ballast consists of the correct selection of the outer diameter d of the stabilizer ring 3 first. This diameter d is a constant for the outer diameter Y of the impeller inlet hole if one wishes to obtain the operational benefits of a radial compressor having a device for stabilizing the impeller flow in the inlet zone, in particular under partial load. It should be expressed as a ratio. The correct choice of the fixed ring outer diameter (d) is to be within the range of 1.02-1.05 magnification for the outer diameter Y of the impeller inlet hole. The dimensions of the other elements of the device are calculated on the basis of this initial selection, and in order to clarify the dimensions of these elements, in the future, each expressed in magnifications for the outer diameter Y of the impeller inlet hole,

아래의 관계로 요약할 수 있다.It can be summarized as the following relationship.

- 안정기 구멍(5)에 대한 임펠러(2)의 겹치는 치수S2는 임펠러 입구구멍의 외경Y에 대해 0내지 0.06배율로 한다.-The overlapping dimension S2 of the impeller 2 to the ballast hole 5 is 0 to 0.06 magnification with respect to the outer diameter Y of the impeller inlet hole.

- 임펠러(2) 유동방향으로의 안정기 구멍(5)의 앞모서리와 안정링(3)의 앞 모서러 사이의 나머지틈 S3은 임펠러 입구구멍의 외경Y에 대해 0.06내지 0.12배율로 한다.The remaining gap S3 between the front edge of the stabilizer hole (5) and the front edge of the stabilizer ring (3) in the flow direction of the impeller (2) is 0.06 to 0.12 magnification with respect to the outer diameter Y of the impeller inlet hole.

- 안정기 구멍(5)의 입구 모서리에서 유동 방향으로 산출한 안정기 날개(4a)의 폭 B1은 임펠러 입구구멍의 외경Y에 대해 0.08내지 0.22배율로 한다.The width B1 of the ballast blades 4a, calculated in the flow direction at the inlet edge of the ballast hole 5, is 0.08 to 0.22 magnification with respect to the outer diameter Y of the impeller inlet hole.

- 안정기 구멍(5)의 외경D는 임펠러 입구구멍의 외경Y에 대해 1.08내지 1.21배율로 한다.-Outer diameter D of ballast hole (5) is 1.08 to 1.21 magnification with respect to outer diameter Y of impeller inlet hole.

- 안정기 구멍(5)폭 전체를 다소적게 겹치는 치수S2로부터 측정한 안정기 구멍(5)의 활동폭 B2의 값은 임펠러 입구 구멍 외경Y에 대해 0.12내지 0.26배율로 한다.-The value of the active width B2 of the ballast hole (5) measured from the dimension S2 slightly overlapping the entire ballast hole (5) width is 0.12 to 0.26 magnification with respect to the outer diameter Y of the impeller inlet hole.

- 안정링(3)의 유효폭 B3는 임펠러 입구 구멍 외경Y에 대해 0.06내지 0.16배율로 한다.-The effective width B3 of the stabilization ring (3) is 0.06 to 0.16 magnification with respect to the outer diameter Y of the impeller inlet hole.

- 안정링(3)의 끝단 모서리와 임펠러(2)의 입구 모서리 사이틈 S1은 임펠러 입구 구멍의 외경Y에 대해 0내지 0.04배율로 한다.-The gap S1 between the end edge of the stabilization ring (3) and the inlet edge of the impeller (2) is 0 to 0.04 magnification for the outer diameter Y of the impeller inlet hole.

- 마지막으로, 이미 설명한 안정링(3)의 외경d는 임펠러 입구 구멍 외경Y에 대해 1.02내지 1.05배율로 한다.-Finally, the outer diameter d of the stabilizer ring (3) described above is 1.02 to 1.05 magnification with respect to the outer diameter Y of the impeller inlet hole.

이들 배율에 극히 가까운 범위에서는, 레이디얼 압축기가 부분 부하를 받을 경우, 성능 향상을 위한 신규 장치의 최적 규격을 정하기위해 미리 연구실험을 거쳐 결정할 필요가 없음을 분명히 보여주고 있다.Extremely close to these magnifications, it is clearly shown that when a radial compressor is subjected to partial load, it is not necessary to make a preliminary study to determine the optimal specification of the new device for improved performance.

상기한 기술범위내에서 있을 수 있는 본 발명의 다양한 변경과 수정이 가능함은 물론이다. 따라서, 첨부한 청구범위의 범위내에서 실시가능한 본 발명은 이상 특히 기술한 것과 다르게도 실시할 수 있는 것으로 이해해야 한다.Various changes and modifications of the present invention that may fall within the technical scope described above are of course possible. It is, therefore, to be understood that the invention which may be practiced within the scope of the appended claims may be practiced otherwise than as specifically described above.

Claims

압축기 임펠러의 입구구역에서, 적은 처리량으로 레이디얼 압축기의 성능을 향상하는 장치에 있어서, 그 길이(B2+S2)가 임펠러(2)의 입구 구멍 외경(Y)에 대해 0.12 내지 0.32배율인 안정기 구멍을 갖고, 그 안정기 구멍(5)이 레이디얼 압축기 입구도관(6)의 원주 방향으로 배향되어 있고, 임펠러(2)의 입구 구멍에서 상류로 연장되어 있으며, 상기 임펠러(2)는 유동 방향 반대쪽으로 가장 멀리 위치한 상기 안정기 구멍(5)의 단부와 겹치고, 이 겹치는 치구(S2)는 임펠러(2)의 입구 구멍 외경(Y)에 다해 0 내지 0.06배율이며, 상기 안정기 구멍에는 안정링(3)이 일체되어 있고, 상기 안정링(3)의 외경(d)은 상기 임펠러(2)의 입구 구멍 외경(Y)에 대해 1.02내지 1.05배율이며, 임펠러(2)의 앞쪽에 그리고 수송되는 매체의 주 유동(7) 외특으로 설치된 안정링(3)을 가지며, 이 안정링(3)은 상기 안정기 구멍(5)의 내부 공간에 고정된 다수의 날개(4,4a)를 그 외주에 갖는 레이디얼 압축기의 성능 향상 장치.In the inlet section of the compressor impeller, in the apparatus for improving the performance of the radial compressor with a small throughput, the ballast hole whose length (B2 + S2) is 0.12 to 0.32 magnification with respect to the inlet hole outer diameter (Y) of the impeller (2). The ballast hole 5 is oriented in the circumferential direction of the radial compressor inlet conduit 6 and extends upstream from the inlet hole of the impeller 2, the impeller 2 being opposite to the flow direction. It overlaps with the end of the ballast hole (5) located farthest, this overlap jig (S2) is 0 to 0.06 magnification with respect to the inlet hole outer diameter (Y) of the impeller (2), the ballast ring (3) is provided in the ballast hole The outer diameter d of the stabilization ring 3 is 1.02 to 1.05 magnification with respect to the inlet bore outer diameter Y of the impeller 2, and is the main flow of the medium in front of the impeller 2 and being transported. (7) It has a stabilizing ring (3) installed externally, 3) is an apparatus for improving performance of a radial compressor having a plurality of vanes (4, 4a) fixed in an inner space of the ballast hole (5) on its outer periphery.

제1항에 있어서, 유동 방향으로의 상기 안정링(3)의 말단 모서리와 상기 임펠러(2)의 입구 구멍 외경(Y)에 대해 0 내지 0.04배율인 레이디얼 압축기의 성능 향상 장치.The apparatus of claim 1, wherein the radial compressor is in the range of 0 to 0.04 magnification with respect to the distal edge of the stabilization ring (3) in the flow direction and the inlet hole outer diameter (Y) of the impeller (2).

제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 안정링(3)의 폭은 상기 임펠러(2)의 입구 구멍의 외경(Y)에 대해 0.06 내지 0.16배율인 레이디얼 압축기의 성능 향상 장치.The apparatus of claim 1 or 2, wherein the width of the stabilization ring (3) is 0.06 to 0.16 magnification with respect to the outer diameter (Y) of the inlet hole of the impeller (2).

제1항 또는 제2항에 있어서, 유동 방향쪽으로의 통로구멍(5) 입구 모서리에서 상기 임펠러(2)로 전개하는 안정기 구멍(5)의 간격(B)은 상기 임펠러(2)의 압구 구멍 외경(Y)에 대해 0.12 내지 0.26 배율인 레이디얼 압축기의 성능 향상 장치.3. The outer diameter B of the inlet hole of the impeller 2 according to claim 1 or 2, wherein the distance B between the ballast holes 5 that extends from the inlet edge of the passage hole 5 toward the flow direction to the impeller 2 extends. The performance improvement apparatus of the radial compressor of 0.12 to 0.26 magnification with respect to (Y).

제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 안정기 구멍(5)의 입구 모서리에서 유동방향으로 계산한 안정기 날개(4,4a)의 폭(B1)은 상기 임펠러(2)의 입구 구멍의 외경(Y)에 대해 0.08 내지 0.22배율인 레이디얼 압축기의 성능향상 장치.The width B1 of the ballast blades 4 and 4a calculated in the flow direction at the inlet edge of the ballast hole 5 is the outer diameter Y of the inlet hole of the impeller 2. A device for improving performance of a radial compressor having a magnification of 0.08 to 0.22.

제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 안정기 구멍(5)의 외경(D)은 상기 임펠러(2)의 입구구멍 외경(Y)에 대해 1.08 내지 1.21배율인 레이디얼 압축기의 성능 향상 장치.The apparatus of claim 1 or 2, wherein the outer diameter (D) of the ballast hole (5) is 1.08 to 1.21 magnification with respect to the outer diameter (Y) of the inlet hole of the impeller (2).