RU2235921C1 - Axial-flow compressor pressure diffuser - Google Patents
Axial-flow compressor pressure diffuser Download PDFInfo
- 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
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
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)
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)
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 |
-
2002
- 2002-12-30 RU RU2002135678/06A patent/RU2235921C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
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)
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 |