RU2235921C1 - Axial-flow compressor pressure diffuser - Google Patents

Axial-flow compressor pressure diffuser Download PDF

Info

Publication number
RU2235921C1
RU2235921C1 RU2002135678/06A RU2002135678A RU2235921C1 RU 2235921 C1 RU2235921 C1 RU 2235921C1 RU 2002135678/06 A RU2002135678/06 A RU 2002135678/06A RU 2002135678 A RU2002135678 A RU 2002135678A RU 2235921 C1 RU2235921 C1 RU 2235921C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
diffuser
axial
ratio
relative
section
Prior art date
Application number
RU2002135678/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2002135678A (en
Inventor
Ю.И. Журавлев (RU)
Ю.И. Журавлев
Original Assignee
Журавлев Юрий Иванович
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Журавлев Юрий Иванович filed Critical Журавлев Юрий Иванович
Priority to RU2002135678/06A priority Critical patent/RU2235921C1/en
Publication of RU2002135678A publication Critical patent/RU2002135678A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2235921C1 publication Critical patent/RU2235921C1/en

Links

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: mechanical engineering.
SUBSTANCE: invention can be used in axial-flow compressors of gas-turbine plants with built-in combustion chambers arranged vertically relative to machine axis. To increase efficiency of compressor calculated by parameters of braking in branch pipes, axial part of diffuser is made with use of straight-line conical surfaces with angles of opening of shell and fairing equal to
Figure 00000002
at ratio of outlet and inlet areas of said part
Figure 00000003
. Turnable section is made with ratio of areas in section
Figure 00000004
at ratio of radii of fairing and shell
Figure 00000005
, and relative width of diffuser as a whole being h/b=0.94-0.97 where h and b height of channel and width of diffuser at inlet and outlet.
EFFECT: increased efficiency of compressor.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в осевых компрессорах газотурбинных установок, имеющих встроенные камеры сгорания, расположенные вертикально по отношению к оси машины.The invention relates to mechanical engineering and can be used in axial compressors of gas turbine units having built-in combustion chambers located vertically with respect to the axis of the machine.

Известен характер течения в осерадиальном диффузоре, следующем за лопаточным аппаратом осевого компрессора и состоящим из трех участков: осевого диффузора, поворотного участка и радиального диффузора.The flow pattern in the axial radial diffuser following the blade apparatus of an axial compressor and consisting of three sections: an axial diffuser, a rotary section and a radial diffuser is known.

В осевом диффузоре, учитывая максимальную скорость входа в канал, имеет место основное восстановление статического давления. В поворотном участке происходит максимальное падение полного давления. В радиальном диффузоре происходят дальнейшее повышение статического и падение полного давлений.In the axial diffuser, given the maximum speed of entry into the channel, there is a basic restoration of static pressure. In the turning section, the maximum drop in total pressure occurs. In the radial diffuser, a further increase in static and a drop in total pressure occur.

Восстановление статического и падение полного давлений характеризуются коэффициентами с отношением прироста статического и падением полного давлений в осерадиальном диффузоре в целом к скоростному напору на входе в канал, то есть коэффициентами ζ и ζ*.The recovery of static and the drop in total pressure are characterized by coefficients with the ratio of the increase in static and the drop in total pressure in the axial radial diffuser as a whole to the velocity head at the channel inlet, i.e., the coefficients ζ and ζ *.

Известны напорные осерадиальные диффузоры осевых компрессоров установок ГТ-6-750, ГТН-6, ГТК-16, ГТН-16 Турбомоторного завода, имеющие, например, следующие (установка ГТН-6) геометрические параметры (В.К. Мигай, Э.И. Гудков. Проектирование и расчет выходных диффузоров турбомашин. Л.: Машиностроение. 1981. - 272 с.): относительную ширину напорного диффузора h/b=0,755, где h - высота канала диффузора на входе, b - ширина диффузора на выходе; втулочное отношение на входе D1/D2=0,855, где D1 - начальный диаметр втулочного сечения (в данном случае D1=const по длине осевого диффузора), D2 - начальный периферийный диаметр диффузора; относительную длину осевого диффузора l1/l2=0,39, где l1 - осевая длина осевого диффузора, l2 - общая длина напорного диффузора.Known pressure axial radial diffusers of axial compressors of GT-6-750, GTN-6, GTK-16, GTN-16 turbine engine plants, having, for example, the following (GTN-6 installation) geometric parameters (V.K. Migai, E.I. Gudkov Design and calculation of the output diffusers of turbomachines. L.: Mechanical Engineering. 1981. - 272 p.): Relative width of the pressure diffuser h / b = 0.755, where h is the height of the diffuser channel at the input, b is the width of the diffuser at the output; input input sleeve ratio D 1 / D 2 = 0.855, where D 1 is the initial diameter of the sleeve section (in this case, D 1 = const along the length of the axial diffuser), D 2 is the initial peripheral diameter of the diffuser; the relative length of the axial diffuser l 1 / l 2 = 0.39, where l 1 is the axial length of the axial diffuser, l 2 is the total length of the pressure diffuser.

Осевой диффузор образован конической (начало обечайки) и цилиндрической (начало обтекателя) поверхностями, причем угол наклона (по образующим) конической поверхности по отношению к цилиндрической составляет γ=10°.The axial diffuser is formed by conical (beginning of the shell) and cylindrical (beginning of the fairing) surfaces, and the angle of inclination (along generatrixes) of the conical surface with respect to the cylindrical is γ = 10 °.

Отношение площадей выходной и входной частей осевого диффузора –n1=1,30.The ratio of the areas of the output and input parts of the axial diffuser –n 1 = 1.30.

Поворотный участок диффузора очерчен радиусами R1 обтекателя и R2 обечайки с их отношением R1/R2=l,69. Отношение площадей выходной и входной частей поворотного участка n2=1,35.The rotary section of the diffuser is defined by the radii R 1 of the fairing and R 2 of the shell with their ratio R 1 / R 2 = l, 69. The ratio of the areas of the output and input parts of the rotary section n 2 = 1.35.

Радиальный диффузор имеет параллельные стенки. Относительный входной диаметр радиального диффузора D3/D4=0,66, где D3 - начальный диаметр радиального диффузора, D4 - наружный диаметр осерадиального диффузора. Отношение площадей выходной и входной частей радиального диффузора n3=1,50. Относительное удлинение всего диффузора l2/D2=0,25. Относительная радиальность D4/D2=1,85. Относительные габаритные размеры напорного диффузора D4/D1=2,16.The radial diffuser has parallel walls. The relative input diameter of the radial diffuser is D 3 / D 4 = 0.66, where D 3 is the initial diameter of the radial diffuser, D 4 is the outer diameter of the axial radial diffuser. The ratio of the areas of the output and input parts of the radial diffuser n 3 = 1,50. The relative elongation of the entire diffuser is l 2 / D 2 = 0.25. Relative radiality D 4 / D 2 = 1.85. The relative overall dimensions of the pressure diffuser D 4 / D 1 = 2.16.

При числах Маха на входе в диффузор М=0,33 коэффициенты восстановления статического и потерь полного давления всего диффузора соответственно равны ζ=0,505, ζ*=0,455.At the Mach numbers at the inlet to the diffuser M = 0.33, the recovery coefficients of the static and total pressure losses of the entire diffuser are respectively ζ = 0.505, ζ * = 0.455.

Известен напорный диффузор осевого компрессора, содержащий осевую, поворотную и радиальную части с геометрическими параметрами: D1/D2=0,85-0,855, где D1 - начальный диаметр втулочного сечения, D2 - начальный периферийный диаметр; D3/D4=0,65-0,66, где D3 - начальный диаметр радиальной части диффузора с параллельными стенками, D4 - наружный диаметр; относительные габаритные размеры D4/D1=2,1-2,15; относительная длина осевой части l1/l2=0,39-0,40, где l1 - осевая длина осевой части, l2 - общая длина диффузора; относительное удлинение всего диффузора l2/D2=0,25-0,26.Known pressure diffuser of an axial compressor containing axial, rotary and radial parts with geometric parameters: D 1 / D 2 = 0.85-0.855, where D 1 is the initial diameter of the sleeve section, D 2 is the initial peripheral diameter; D 3 / D 4 = 0.65-0.66, where D 3 is the initial diameter of the radial part of the diffuser with parallel walls, D 4 is the outer diameter; relative overall dimensions D 4 / D 1 = 2.1-2.15; relative length of the axial part l 1 / l 2 = 0.39-0.40, where l 1 is the axial length of the axial part, l 2 is the total length of the diffuser; the relative elongation of the entire diffuser l 2 / D 2 = 0.25-0.26.

Указанный диффузор может быть использован в качестве наиболее близкого аналога.The specified diffuser can be used as the closest analogue.

Задачей изобретения является сохранение значений коэффициента восстановления статического давления исходного диффузора и снижение значений коэффициента потерь полного давления по сравнению с данными по близкому аналогу.The objective of the invention is to preserve the values of the coefficient of recovery of the static pressure of the original diffuser and reduce the values of the coefficient of loss of total pressure in comparison with the data on a close analogue.

Указанный технический результат достигается тем, что в напорном диффузоре осевого компрессора, содержащем осевую, поворотную и радиальную части с геометрическими параметрами: D1/D2=0,85-0,855; D3/D4=0,65-0,66; относительные габаритные размеры D4/D1=2,1-2,15; относительная длина осевой части l1/l2=0,39-0,40; относительное удлинение всего диффузора l2/D2=0,25-0,26, осевая часть диффузора выполнена с использованием прямолинейных конических поверхностей с углами раскрытия как обечайки, так и обтекателя, равными γ=10° (здесь γ - углы наклона конических поверхностей по отношению к цилиндрическим), при отношении площадей n1=1,38-1,40 (здесь n1 - отношение выходной площади осевой части к площади входа) поворотный участок выполнен с отношением площадей n2=1,0 (здесь n2 - отношение выходной площади поворотного участка к площади входа в него) при отношении радиусов обтекателя и обечайки R1/R2=1,45, а относительная ширина диффузора в целом составляет величину h/в=0,94-0,97, здесь h - высота канала диффузора на входе, в - ширина диффузора на выходе.The specified technical result is achieved by the fact that in the pressure diffuser of the axial compressor containing the axial, rotary and radial parts with geometric parameters: D 1 / D 2 = 0.85-0.855; D 3 / D 4 = 0.65-0.66; relative overall dimensions D 4 / D 1 = 2.1-2.15; relative length of the axial part l 1 / l 2 = 0.39-0.40; the relative elongation of the entire diffuser is l 2 / D 2 = 0.25-0.26, the axial part of the diffuser is made using rectilinear conical surfaces with opening angles of both the shell and the fairing equal to γ = 10 ° (here γ are the angles of inclination of the conical surfaces in relation to cylindrical), with a ratio of areas n 1 = 1.38-1.40 (here n 1 is the ratio of the output area of the axial part to the entrance area), the rotary section is made with the ratio of areas n 2 = 1.0 (here n 2 - the ratio of the output area of the turning section to the area of entry into it) with respect to the radii the fairing and the shell R 1 / R 2 = 1.45, and the relative width of the diffuser as a whole is h / b = 0.94-0.97, here h is the height of the diffuser channel at the input, and c is the width of the diffuser at the output.

На чертеже изображено меридиональное сечение напорного диффузора.The drawing shows the meridional section of the pressure diffuser.

Диффузор содержит осевую часть диффузора 1, поворотный участок 2, радиальную часть диффузора 3.The diffuser contains the axial part of the diffuser 1, the rotary section 2, the radial part of the diffuser 3.

При работе напорного диффузора воздух из лопаточного аппарата осевого компрессора поступает в осевой диффузор 1, поворотную часть 2, радиальный диффузор 3 и далее в вертикально расположенную камеру сгорания.During the operation of the pressure diffuser, air from the scapular apparatus of the axial compressor enters the axial diffuser 1, the rotary part 2, the radial diffuser 3 and then into the vertically located combustion chamber.

Указанная конструкция напорного диффузора позволяет при сохранении коэффициента восстановления статического давления исходного диффузора уменьшить значение коэффициента потерь полного давления на 67% по сравнению с исходным диффузором и на 29% по сравнению с близким аналогом.The specified design of the pressure diffuser allows, while maintaining the recovery coefficient of the static pressure of the original diffuser, to reduce the value of the total pressure loss coefficient by 67% compared to the original diffuser and by 29% compared to a close analogue.

Таким образом, коэффициент полезного действия осевого компрессора, подсчитанный по параметрам торможения по патрубкам применительно к ГТУ мощностью 6-16 мВт, может быть повышен на 0,38-0,42%.Thus, the efficiency of an axial compressor, calculated according to the braking parameters for the nozzles as applied to a gas turbine with a capacity of 6-16 mW, can be increased by 0.38-0.42%.

Claims (1)

Напорный диффузор осевого компрессора, содержащий осевую, поворотную и радиальную части с геометрическими параметрами: D1/D2=0,85÷0,855, где D1 - начальный диаметр втулочного сечения, D2 - начальный периферийный диаметр; D3/D4=0,65÷0,66, где D3 - начальный диаметр радиальной части диффузора с параллельными стенками, D4 - наружный диаметр; относительные габаритные размеры D4/D1=2,1÷2,15; относительную длину осевой части l1/l2=0,39÷0,40, где l1 - осевая длина осевой части, l2 - общая длина диффузора; относительное удлинение всего диффузора l2/D2=0,25÷0,26, отличающийся тем, что осевая часть диффузора выполнена с использованием прямолинейных конических поверхностей с углами раскрытия как обечайки, так и обтекателя, равными γ=10° (здесь γ - углы наклона конических поверхностей по отношению к цилиндрическим) при отношении площадей n1=1,38÷1,40 (здесь n1 - отношение выходной площади осевой части к площади входа), поворотный участок выполнен с отношением площадей n2=1,0 (здесь n2 - отношение выходной площади поворотного участка к площади входа в него) при отношении радиусов обтекателя и обечайки R1/R2=1,45, а относительная ширина диффузора в целом составляет величину h/в=0,94÷0,97, здесь h - высота канала диффузора на входе, в - ширина диффузора на выходе.A pressure diffuser of an axial compressor containing axial, rotary and radial parts with geometric parameters: D 1 / D 2 = 0.85 ÷ 0.855, where D 1 is the initial diameter of the sleeve section, D 2 is the initial peripheral diameter; D 3 / D 4 = 0.65 ÷ 0.66, where D 3 is the initial diameter of the radial part of the diffuser with parallel walls, D 4 is the outer diameter; relative overall dimensions D 4 / D 1 = 2.1 ÷ 2.15; the relative length of the axial part l 1 / l 2 = 0.39 ÷ 0.40, where l 1 is the axial length of the axial part, l 2 is the total length of the diffuser; relative elongation of the entire diffuser l 2 / D 2 = 0.25 ÷ 0.26, characterized in that the axial part of the diffuser is made using straight conical surfaces with opening angles of both the shell and the fairing equal to γ = 10 ° (here γ - the angles of inclination of the conical surfaces relative to the cylindrical) with the area ratio n 1 = 1.38 ÷ 1.40 (here n 1 is the ratio of the output area of the axial part to the entrance area), the rotary section is made with the area ratio n 2 = 1.0 ( n is 2 - the ratio of output area of the rotating section to input the square it) ri radius radome against the sleeve and R 1 / R 2 = 1.45, and the relative width of the diffuser as a whole is of the h / a = 0.94 ÷ 0.97, here h - height of diffuser channel inlet, b - width of diffuser output.
RU2002135678/06A 2002-12-30 2002-12-30 Axial-flow compressor pressure diffuser RU2235921C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2002135678/06A RU2235921C1 (en) 2002-12-30 2002-12-30 Axial-flow compressor pressure diffuser

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2002135678/06A RU2235921C1 (en) 2002-12-30 2002-12-30 Axial-flow compressor pressure diffuser

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2002135678A RU2002135678A (en) 2004-07-10
RU2235921C1 true RU2235921C1 (en) 2004-09-10

Family

ID=33433347

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2002135678/06A RU2235921C1 (en) 2002-12-30 2002-12-30 Axial-flow compressor pressure diffuser

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2235921C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2631181C2 (en) * 2012-09-04 2017-09-19 Сименс Энерджи, Инк. Gas turbine engine with a radial diffuser and a short-term medium part

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Определение рабочих характеристик нагнетательного патрубка компрессора ГТУ ГТК-25. Отчет ЦКТИ им. И.И. Ползунова. - 1971, Л., с.16, рис.3. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2631181C2 (en) * 2012-09-04 2017-09-19 Сименс Энерджи, Инк. Gas turbine engine with a radial diffuser and a short-term medium part

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4047330B2 (en) Independent passage diffuser
US7665964B2 (en) Turbine
JP5607920B2 (en) Supersonic compressor
US5203674A (en) Compact diffuser, particularly suitable for high-power gas turbines
KR101370091B1 (en) High efficiency stator for the second phase of a gas turbine
US8945254B2 (en) Gas turbine engine particle separator
US7789631B2 (en) Compressor of a gas turbine and gas turbine
RU2507421C2 (en) Annular diffuser for axial turbine machine, system for axial turbine machine, as well as axial turbine machine
RU2476678C2 (en) Turbojet compressor
CA2913910A1 (en) Turbine engine and method of assembling thereof
EP3018299A1 (en) A sealing arrangement for a gas turbine engine
CN108533332B (en) Turbine nozzle and radial turbine provided with turbine nozzle
US11435079B2 (en) Diffuser pipe with axially-directed exit
CN110873075A (en) Vane with protrusions for a compressor of a turbomachine
JP2023052513A (en) Method and arrangement to minimize noise and excitation of structures due to cavity acoustic modes
US20210172455A1 (en) Diffuser pipe with radially-outward exit
EP3722616A1 (en) Deswirler assembly for a centrifugal compressor
RU2235921C1 (en) Axial-flow compressor pressure diffuser
GB2131100A (en) Diffuser
JP6866187B2 (en) Turbine nozzle and radial turbine equipped with it
JP6867189B2 (en) Turbine nozzle and radial turbine equipped with it
CN112302741A (en) Diffuser with adjustable end wall
RU2294462C1 (en) Device forming passage area of intervane channel of centrifugal compressor radial diffuser
Mohtar et al. Effect of casing treatment and variable axial guide vanes on a turbocharger compressor performance
US20220299044A1 (en) Stator blade for a centrifugal compressor

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20041231