RU2518746C2 - Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины - Google Patents

Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2518746C2
RU2518746C2 RU2011136723/06A RU2011136723A RU2518746C2 RU 2518746 C2 RU2518746 C2 RU 2518746C2 RU 2011136723/06 A RU2011136723/06 A RU 2011136723/06A RU 2011136723 A RU2011136723 A RU 2011136723A RU 2518746 C2 RU2518746 C2 RU 2518746C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
downstream
walls
guide apparatus
blades
diffuser
Prior art date
Application number
RU2011136723/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011136723A (ru
Inventor
Жан-Пьер Франсуа ЛОМБАР
Эрик МЕРСЬЕ
Франсуа Пьер Жорж Морис РИБАССЕН
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2011136723A publication Critical patent/RU2011136723A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2518746C2 publication Critical patent/RU2518746C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
    • F02K1/48—Corrugated nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/42—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/44—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/441—Fluid-guiding means, e.g. diffusers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/444—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/52—Outlet
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Узел диффузор-направляющий аппарат, предназначенный для установки на выходе компрессора в турбомашине, содержит направляющий аппарат. Направляющий аппарат включает в себя две, по существу, цилиндрические стенки: радиально внутреннюю и радиально наружную. Стенки соединены радиальными лопатками. Стенки направляющего аппарата продолжены к расположенной ниже по потоку части за радиальные лопатки. Радиальный зазор между стенок является изменяющимся по окружности ниже по потоку от лопаток так, чтобы быть, по существу, минимальным в продолжении лопаток и максимальным между лопатками. Зазор является изменяющимся по окружности до расположенного ниже по потоку конца расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата. Также объектом изобретения являет турбомашина, такая как турбореактивный двигатель, турбовинтовой двигатель или вертолетный двигатель, содержащая описанный выше узел. Изобретение позволяет уменьшить неоднородность потока воздуха на входе в камеру сгорания. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Изобретение касается узла диффузор-направляющий аппарат, предназначенного для питания воздухом кольцевой камеры сгорания в турбомашине, такой как авиационный турбореактивный, или турбовинтовой двигатель, или вертолетный двигатель.
В классическом исполнении турбомашина содержит кольцевую камеру сгорания, питаемую воздухом компрессором высокого давления, расположенным выше по потоку. Выход компрессора связан посредством осевого или радиального диффузора, соединенного с направляющим аппаратом, содержащим, по существу, радиальные лопатки на входе камеры сгорания, размещенной в кольцевом пространстве, ограниченном наружным корпусом. Топливо подается через инжекторы, равномерно распределенные в кольцевом днище камеры и закрепленные на наружном корпусе.
Рабочие характеристики камеры сгорания весьма зависят от рабочих характеристик инжекторной системы, обеспечивающей распыление топлива, то есть его диспергирование в форме мельчайших капелек, и позволяющей стабилизировать горение топлива благодаря образованию зоны рециркуляции. Распылению топлива способствует значительная потеря напора воздуха в инжекторной системе, и контролю зоны рециркуляции способствует равномерное питание воздухом инжекторной системы.
Эти критерии трудно соблюдать, когда выход компрессора содержит узел диффузор-направляющий аппарат осевого типа или центробежного типа, то есть с радиальным диффузором и кольцевым направляющим аппаратом.
На выходе направляющего аппарата наблюдают, что число Маха, по существу, является меньшим в продолжении ниже по потоку лопаток, чем между лопатками. Поток воздуха на выходе направляющего аппарата имеет, таким образом, окружную неоднородность числа Маха, что приводит к действительному числу Маха, значительно отличающемуся от числа Маха, соответствующего гомогенному потоку. Отсюда вытекают повышенные потери напора для питания инжекторной системы и нарушения питания этой системы, которые создают риск влияния на стабильность горения.
Для минимизации воздействия окружной неоднородности скорости воздуха на выходе направляющего аппарата известно обеспечение контроля расстояния между задней кромкой лопаток направляющего аппарата и расположенной выше по потоку частью инжекторной системы в зависимости от ориентации потока воздуха.
В заявке FR 0801063 заявителя предложено образовывать расширяющееся сечение ниже по потоку от лопаток направляющего аппарата для уменьшения среднего числа Маха и уменьшения окружных неоднородностей числа Маха в потоке воздуха на входе в камеру сгорания.
Однако эти известные средства не позволяют обеспечить достаточно удовлетворительное решение проблемы уменьшения числа Маха в спутной струе лопаток направляющего аппарата.
Изобретение, в частности, имеет целью обеспечить простое и экономичное решение этой проблемы.
Для этого в нем предлагается узел диффузор-направляющий аппарат, предназначенный для установки на выходе компрессора в турбомашине, содержащий направляющий аппарат, включающий в себя две, по существу, цилиндрические радиально внутреннюю и наружную стенки, соединенные радиальными лопатками, отличающийся тем, что стенки направляющего аппарата продолжены к расположенной ниже по потоку части за радиальными лопатками и их радиальный зазор изменяется по окружности ниже по потоку от лопаток таким образом, чтобы быть, по существу, минимальными в продолжении лопаток и максимальными между лопатками.
Выполнение минимального радиального зазора между внутренней и наружной стенками направляющего аппарата в продолжении ниже по потоку от лопаток позволяет локально ускорить поток воздуха в спутной струе лопаток по сравнению с потоком воздуха, проходящем между лопатками. Разность в скорости воздуха в продолжении ниже по потоку от лопаток и между лопатками уменьшается, что позволяет уменьшить окружные неоднородности скорости воздуха на выходе направляющего аппарата. Поток воздуха, питающий инжекторную систему, является, таким образом, однородным, что позволяет лучше контролировать образование зоны рециркуляции для обеспечения стабилизации горения и уменьшать потери напора питания инжекторной системы.
Такое улучшение однородности питания инжекторной системы позволяет уменьшить расстояние между лопатками направляющего аппарата и инжекторной системой, что приводит к уменьшению массы турбомашины.
В соответствии с другой характеристикой изобретения радиальный зазор ниже по потоку лопаток выполнен изменяющимся по окружности до расположенного ниже по потоку конца расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата, что позволяет еще более уменьшить окружные неоднородности скорости потока воздуха на выходе направляющего аппарата.
Стенки направляющего аппарата могут быть расходящимися ниже по потоку от лопаток, что позволяет уменьшить среднее число Маха и, таким образом, уменьшить также неоднородности в потоке воздуха, питающем инжекторную систему.
В соответствии с другой характеристикой изобретения, по меньшей мере, одна из стенок направляющего аппарата выполнена волнообразной или зубчатой ниже по потоку от лопаток.
В варианте изобретения две стенки направляющего аппарата могут быть волнообразными или зубчатыми ниже по потоку от лопаток.
Волны расположенной ниже по потоку части стенки или стенок направляющего аппарата могут быть симметричными или асимметричными относительно радиальных плоскостей, продолжающих лопатки.
В случае когда стенки являются асимметричными, волны могут проходить спирально вокруг оси компрессора по углу спирали, соответствующему существующему углу остаточного вращения потока воздуха на выходе лопаток направляющего аппарата. Когда поток воздуха на выходе лопаток отрывается от стенок лопаток направляющего аппарата, угол спирали может соответствовать углу отрыва потока воздуха, при этом радиальный зазор между расположенными ниже по потоку стенками направляющего аппарата является минимальным в этом направлении.
Волны расположенных ниже по потоку частей стенок направляющего аппарата могут быть, например, синусоидальными, зубчатыми, дугообразными или V-образными.
Волны расположенных ниже по потоку частей стенок направляющего аппарата могут быть идентичными или одного типа для обеих стенок, или разного типа от одной стенки к другой.
Направляющий аппарат может быть выполнен моноблочным либо изготовлен путем сварки или машинной пайки.
Изобретение касается также турбомашины, такой как турбореактивный двигатель, турбовинтовой двигатель или вертолетный двигатель, отличающейся тем, что она содержит узел диффузор-направляющий аппарат описанного выше типа.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг.1 схематично изображает половину вида в осевом разрезе центробежного узла диффузор-направляющий аппарат и камеры сгорания в турбомашине из известного уровня техники;
- фиг.2 схематично изображает вид в перспективе узел диффузор-направляющий аппарат в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;
- фиг. 3-13 схематично изображает виды в перспективе конечной части различных вариантов осуществления изобретения.
Обратимся вначале к фиг.1, которая изображает часть турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель или вертолетный двигатель, содержащей от расположенной выше по потоку части к расположенной ниже по потоку части в направлении течения газов внутри турбомашины выход центробежной ступени компрессора 10, узел 12 диффузор-направляющий аппарат, изогнутый L-образно, и кольцевую камеру 14 сгорания.
Узел 12 диффузор-направляющий аппарат содержит, по существу, расположенную выше по потоку радиальную кольцевую часть 16, которая образует диффузор, связанный по своей наружной периферии с расположенной ниже по потоку кольцевой частью цилиндрической формы или в форме усеченного конуса, которая образует направляющий аппарат 18.
Диффузор 16 содержит расположенную выше по потоку кольцевую стенку 20 и расположенную ниже по потоку кольцевую стенку 22, которые параллельны и проходят радиально вокруг оси 24 вращения турбомашины.
Направляющий аппарат содержит две, по существу, параллельные внутреннюю 26 и наружную 28 стенки в форме усеченного конуса, сходящиеся ниже по потоку и связанные между собой множеством, по существу, радиальных лопаток 30, равномерно распределенных вокруг оси 24 турбомашины.
Вход диффузора 16 радиально выровнен с выходом последней ступени 10 компрессора высокого давления, а выход направляющего аппарата 18 питает воздухом кольцевое пространство 32, ограниченное снаружи наружным корпусом 34 и содержащее камеру сгорания 14. Эта камера 14 имеет общую кольцевую форму и содержит две коаксиальные круговые стенки 36, 38, проходящие одна в другой.
Наружная круговая стенка 38 камеры содержит на своем расположенном ниже по потоку конце радиально наружный кольцевой фланец 40 для крепления к кольцевому фланцу 42 наружного корпуса 34. Внутренняя круговая стенка 36 камеры 14 содержит на своем расположенном ниже по потоку конце радиально внутренний кольцевой фланец 44 для крепления к кольцевому фланцу 46, предусмотренному на расположенном ниже по потоку конце расположенной ниже по потоку кольцевой опорной перегородки 48 узла 12 диффузор-направляющий аппарат. Расположенный выше по потоку конец перегородки 48 соединен с расположенной ниже по потоку кольцевой стенкой 22 диффузора 16.
Кольцевое днище камеры 14 содержит отверстия для установки средств 50 для впрыска смеси воздуха и топлива внутрь камеры 14, при этом воздух от узла 12 диффузор-направляющий аппарат и топливо подводятся инжекторами 52, закрепленными в наружном корпусе и равномерно распределенными вокруг оси 24 турбомашины.
Каждый инжектор 52 содержит трубопровод 54, который проходит внутрь от наружного корпуса 34 и который соединен с инжекторной головкой 56, проходящей ниже по потоку в инжекторную систему 50.
Течение воздуха, выходящего из направляющего аппарата, имеет окружные неоднородности скорости, вызванные уменьшением числа Маха в спутной струе лопаток 30. Эти неоднородности вызывают потери напора, локализованные в находящейся ниже по потоку спутной струе лопаток и не позволяют обеспечить однородное питание инжекторной системы и нарушают стабильность горения.
Изобретение позволяет придать однородность потоку воздуха ниже по потоку от лопаток 30 направляющего аппарата 18 благодаря расположенным ниже по потоку внутренней и наружной стенкам направляющего аппарата 18 ниже по потоку от лопаток 30, радиальный зазор изменяется по окружности так, чтобы быть, по существу, минимальным в продолжении ниже по потоку от лопаток 30 и максимальным между лопатками 30. Этот радиальный зазор изменяется по окружности от задних кромок лопаток до расположенного ниже по потоку конца расположенных ниже по потоку внутренней и наружной стенок направляющего аппарата.
Как изображено на фиг.2, внутренняя 26 и наружная 28 стенки продолжаются ниже по потоку от лопаток 30 расположенными ниже по потоку внутренней 58 и наружной 60 стенками соответственно. Расположенная ниже по потоку наружная стенка 60 выполнена волнообразной с волнами в виде дуг, впадины которых обращены к оси турбомашины. Расположенная ниже по потоку внутренняя стенка 58 направляющего аппарата 18 наклонена внутрь и расходится относительно расположенной ниже по потоку наружной стенки 60 направляющего аппарата 18.
Количество дуг расположенной ниже по потоку наружной стенки 60 равно числу радиальных лопаток 30 направляющего аппарата 18. Дуги образованы так, что средняя часть каждой дуги размещается посредине между лопатками и их окружные концы размещены в продолжении ниже по потоку от лопаток 30. Таким образом, радиальный зазор между расположенной ниже по потоку внутренней стенкой 58 и расположенной ниже по потоку наружной стенкой 60 является минимальным в продолжении ниже по потоку от лопаток 30, то есть в их спутной струе, и максимальным между лопатками 30.
Кроме того, амплитуда волн расположенной ниже по потоку наружной стенки 60 увеличивается от задней кромки лопаток 30 до выхода из направляющего аппарата 18.
В другом варианте осуществления, изображенном на фиг.3, расположенная ниже по потоку внутренняя стенка 64 направляющего аппарата 18 содержит волны в виде дуг, а расположенная ниже по потоку наружная стенка 68 радиально расходится наружу относительно расположенной ниже по потоку внутренней стенки 64 направляющего аппарата 18. Для того чтобы гарантировать минимальный радиальный зазор в продолжении ниже по потоку от лопаток 30, волны в виде дуг имеют вогнутость, обращенную радиально наружу.
Фиг.4 и 5 изображают другие варианты осуществления изобретения, в которых расположенные ниже по потоку внутренняя и наружная стенки направляющего аппарата 18 содержат волны, которые представляют собой один и тот же тип и в виде дуг. Вариант осуществления по фиг.4 соответствует комбинации расположенной ниже по потоку наружной стенки 60 направляющего аппарата 18 по фиг.2 с расположенной ниже по потоку внутренней стенкой 64 направляющего аппарата 18 по фиг.3. На фиг.5 вогнутости волн расположенных ниже по потоку внутренней 74 и наружной 76 стенок обращены радиально внутрь и наружу соответственно. Средняя часть каждой дуги расположена в продолжении ниже по потоку от лопаток 30, тогда как концы каждой дуги расположены посредине между лопатками 30 для обеспечения минимального радиального зазора между расположенными ниже по потоку стенками 74, 76 направляющего аппарата 18 в спутной струе лопаток 30.
Фиг.6-8 изображают другие варианты возможного осуществления изобретения. На фиг.6 расположенные ниже по потоку внутренняя и наружная стенки 78, 80 направляющего аппарата 18 выполнены синусоидальными. На фиг.7 расположенные ниже по потоку стенки 82, 84 направляющего аппарата 18 являются зубчатыми, а на фиг.8 расположенные ниже по потоку стенки 86-88 образованы последовательностью «V», связанных между собой.
В вариантах осуществления по фиг.5-8 расположенные ниже по потоку внутренняя и наружная стенки направляющего аппарата 18 выполнены симметричными относительно поверхности вращения, расположенной на половине расстояния между этими расположенными ниже по потоку стенками направляющего аппарата.
Во всяком случае, возможно, как изображено на фиг.9, иметь расположенные ниже по потоку внутреннюю 90 и наружную 92 стенки направляющего аппарата 18 несимметричными одна относительно другой. Как изображено, расположенные ниже по потоку внутренняя 90 и наружная 92 стенки содержат волны в виде дуг, вогнутости которых обращены внутрь. Для того чтобы радиальный зазор между расположенными ниже по потоку внутренней 90 и наружной 92 стенками был минимальным в продолжении ниже по потоку от лопаток 30, расположенная ниже по потоку внутренняя стенка 90 направляющего аппарата смещена по углу относительно расположенной ниже по потоку наружной стенки 92 направляющего аппарата 18 на угол, равный половине углового размера дуги. Таким образом, концы дуг расположенной ниже по потоку внутренней стенки 90 находятся посредине между лопатками 30, а концы дуг расположенной ниже по потоку наружной стенки 92 находятся в продолжении ниже по потоку от лопаток 30.
Выполнение изменяющегося радиального зазора между внутренней и наружной стенками направляющего аппарата 18 позволяет локально ускорить поток воздуха в спутной струе лопаток 30 для компенсации дефицита скорости, вызванной наличием лопаток. Питанию воздухом инжекторной системы, таким образом, придана однородность, что обеспечивает хорошее распыление топлива, способствует стабильности горения и ограничивает выброс загрязняющих компонентов.
В описанных выше вариантах осуществления расположенные ниже по потоку внутренняя и наружная стенки, волнообразные или зубчатые, направляющего аппарата являются симметричными относительно радиальных плоскостей, продолжающих лопатки ниже по потоку или проходящих посредине между лопатками.
В некоторых случаях поток воздуха, выходящий из направляющего аппарата, содержит вращательную составляющую, так что воздух выходит в направлении, образующем угол с осью турбомашины. Возможно лучше направлять поток воздуха к выходу из направляющего аппарата, выполняя расположенные ниже по потоку стенки волнообразными или зубчатыми, которые являются асимметричными относительно радиальных плоскостей, продолжающих лопатки ниже по потоку (фиг.10-12). Фиг.10 изображает расположенные ниже по потоку внутреннюю и наружную стенки 94-96 направляющего аппарата волнообразными, которые являются асимметричными относительно упомянутых радиальных плоскостей. В варианте по фиг.11 волны расположенных ниже по потоку внутренней и наружной стенок 94, 96 образованы последовательностью ассиметичных «V», связанных между собой. Каждая V-образная часть образована первой ветвью, соединенной на вершине V со второй ветвью, более короткой, чем первая ветвь. Концы каждой V-образной части соединены в зоне продолжения ниже по потоку от лопаток направляющего аппарата и вершин каждой V-образной части расположенных ниже по потоку внутренней и наружной стенок ориентированы радиально внутрь и наружу соответственно.
Такие конфигурации позволяют локализовать максимум радиального зазора между расположенными ниже по потоку внутренней и наружной стенками направляющего аппарата, так что они не размещены посредине межлопаточного промежутка в расположенной ниже по потоку части направляющего аппарата, но смещены по окружности относительно этого среднего положения, причем минимум радиального зазора остается размещенным в продолжении ниже по потоку от лопаток.
В варианте осуществления по фиг.12 волны или зубчатые части 98-100 расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата проходят спирально вокруг оси компрессора с углом спирали, соответствующим углу остаточного вращения на выходе лопаток 30 направляющего аппарата 18.
Когда поток воздуха на выходе лопаток отрывается от стенок лопаток направляющего аппарата, угол спирали может соответствовать углу отрыва потока воздуха, при этом радиальный зазор между расположенными ниже по потоку стенками направляющего аппарата является минимальным в этом направлении.
Возможны многочисленные варианты изобретения и, в частности, можно комбинировать расположенные ниже по потоку внутреннюю и наружную стенки одного и того же типа, то есть зубчатые, дугообразные, V-образные или синусоидальные, как изображено на чертежах, либо комбинировать внутреннюю и наружную стенки разного типа, например, расположенная ниже по потоку внешняя стенка 102 является зубчатой, а расположенная ниже по потоку внутренняя стенка 104 является дугообразной (фиг.13).
В вариантах осуществления по фиг.2 и 3 расположенные ниже по потоку наружная 60 или внутренняя 64 стенки, снабженные волнами, могут проходить в продолжение расположенной выше по потоку внутренней 62 или наружной 68 стенки направляющего 18, соответственно, без наклона относительно последней.
Расположенные ниже по потоку внутренняя и наружная стенки могут быть выполнены в виде единой детали с расположенными выше по потоку внутренней и наружной стенками направляющего аппарата 18 либо сварены или выполнены машинной пайкой с этими расположенными выше по потоку стенками.
В частном примере выполнения узла диффузор-направляющий аппарат по изобретению длина расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата 18 может достигать примерно 50 миллиметров.
Хотя вышеприведенное описание касается центробежного узла диффузор-направляющий аппарат, изобретение может быть также использовано в узле диффузор-направляющий аппарат, в которой диффузор является осевым и расположен на выходе также осевой последней компрессионной ступени.
Возможно также осуществить расчет или объемное измерение потока воздуха на выходе лопаток направляющего аппарата для того, чтобы специально приспособить традиционную трехмерную форму расположенных ниже по потоку внутренней и наружной стенок направляющего аппарата, а также их расположение ниже по потоку от лопаток для воздушного потока.
В некоторых вариантах осуществления, таких какие показаны на фиг. 5-13, радиальный зазор между расположенными ниже по потоку внутренней и наружной стенками направляющего аппарата является постоянным в продолжении ниже по потоку от лопаток до расположенного ниже по потоку конца расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата, тогда как в части, расположенной между двумя последовательными лопатками, радиальный зазор постепенно увеличивается до расположенного ниже по потоку конца расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата.

Claims (11)

1. Узел (12) диффузор-направляющий аппарат, предназначенный для установки на выходе компрессора в турбомашине, содержащий направляющий аппарат (18), включающий в себя две, по существу, цилиндрические радиально внутреннюю (26) и наружную (28) стенки, соединенные радиальными лопатками (30), отличающийся тем, что стенки направляющего аппарата продолжены к расположенной ниже по потоку части за радиальные лопатки (30) и их радиальный зазор является изменяющимся по окружности ниже по потоку от лопаток (30) так, чтобы быть, по существу, минимальным в продолжении лопаток (30) и максимальным между лопатками (30), причем радиальный зазор является изменяющимся по окружности до расположенного ниже по потоку конца расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата.
2. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.1, отличающийся тем, что стенки (58, 60) направляющего аппарата выполнены расходящимися ниже по потоку от лопаток (30).
3. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна из стенок направляющего аппарата выполнена волнообразной (60) или зубчатой (84, 82) ниже по потоку от лопаток (30).
4. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.1, отличающийся тем, что две стенки направляющего аппарата являются волнообразными (60, 64, 74, 76) или зубчатыми (82, 84) ниже по потоку от лопаток (30).
5. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.3, отличающийся тем, что волны расположенной ниже по потоку части стенки или стенок направляющего аппарата (18) выполнены симметричными относительно радиальных плоскостей, продолжающих лопатки (30).
6. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.3, отличающийся тем, что волны расположенной ниже по потоку части стенки или стенок направляющего аппарата (18) выполнены асимметричными относительно радиальных плоскостей, продолжающих лопатки (30).
7. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.6, отличающийся тем, что волны проходят спирально вокруг оси компрессора по углу спирали, соответствующему углу остаточного вращения или отрыва потока воздуха на выходе лопаток направляющего аппарата.
8. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.3, отличающийся тем, что волны расположенных ниже по потоку частей стенок направляющего аппарата (18) являются синусоидальными, зубчатыми, дугообразными или V-образными.
9. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.3, отличающийся тем, что волны расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата выполнены идентичными (60, 64) или одного типа для обеих стенок, или разного типа от одной стенки к другой.
10. Узел диффузор-направляющий аппарат по п.1, отличающийся тем, что направляющий аппарат является моноблочным или выполнен посредством сварки или машинной пайки.
11. Турбомашина, такая как турбореактивный двигатель, турбовинтовой двигатель или вертолетный двигатель, отличающаяся тем, что она содержит узел диффузор-направляющий аппарат по п.1.
RU2011136723/06A 2009-02-05 2009-10-21 Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины RU2518746C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR09/00494 2009-02-05
FR0900494A FR2941742B1 (fr) 2009-02-05 2009-02-05 Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine
PCT/FR2009/001230 WO2010089466A1 (fr) 2009-02-05 2009-10-21 Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011136723A RU2011136723A (ru) 2013-03-10
RU2518746C2 true RU2518746C2 (ru) 2014-06-10

Family

ID=40791225

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011136723/06A RU2518746C2 (ru) 2009-02-05 2009-10-21 Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9512733B2 (ru)
EP (1) EP2394025B1 (ru)
JP (1) JP5481496B2 (ru)
CN (1) CN102308060B (ru)
BR (1) BRPI0924108B1 (ru)
CA (1) CA2750856C (ru)
FR (1) FR2941742B1 (ru)
RU (1) RU2518746C2 (ru)
WO (1) WO2010089466A1 (ru)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014128807A1 (ja) * 2013-02-22 2014-08-28 日本電気株式会社 データ共有システム
US11732892B2 (en) * 2013-08-14 2023-08-22 General Electric Company Gas turbomachine diffuser assembly with radial flow splitters
FR3019879A1 (fr) * 2014-04-09 2015-10-16 Turbomeca Moteur d'aeronef comprenant un calage azimutal du diffuseur, par rapport a la chambre de combustion
JP6417158B2 (ja) * 2014-09-08 2018-10-31 株式会社スギノマシン 流体ノズル
US20170044979A1 (en) * 2015-08-14 2017-02-16 United Technologies Corporation Pre-diffuser with high cant angle
DE102015219556A1 (de) 2015-10-08 2017-04-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Diffusor für Radialverdichter, Radialverdichter und Turbomaschine mit Radialverdichter
CN105569740A (zh) * 2016-03-03 2016-05-11 哈尔滨工程大学 一种带有叶片波浪状凹陷尾缘半劈缝冷却结构的涡轮
JP7011502B2 (ja) * 2018-03-20 2022-01-26 本田技研工業株式会社 遠心圧縮機のパイプディフューザ
US11136993B2 (en) 2019-04-03 2021-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Diffuser pipe with asymmetry
US11098730B2 (en) 2019-04-12 2021-08-24 Rolls-Royce Corporation Deswirler assembly for a centrifugal compressor
US11286951B2 (en) 2019-05-21 2022-03-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Diffuser pipe with exit scallops
US11441516B2 (en) 2020-07-14 2022-09-13 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Centrifugal compressor assembly for a gas turbine engine with deswirler having sealing features
US11286952B2 (en) 2020-07-14 2022-03-29 Rolls-Royce Corporation Diffusion system configured for use with centrifugal compressor
US11578654B2 (en) 2020-07-29 2023-02-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Centrifical compressor assembly for a gas turbine engine
DE102021125045A1 (de) 2021-09-28 2023-03-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerk mit Zentrifugalverdichter, Ringbrennkammer und einer unterschiedliche Leitkanalelemente aufweisenden Leitkanalanordnung

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3719430A (en) * 1971-08-24 1973-03-06 Gen Electric Diffuser
SU1597449A1 (ru) * 1987-12-21 1990-10-07 Ленинградский Политехнический Институт Им.М.И.Калинина Диффузорный лопаточный направл ющий аппарат центробежной турбомашины
WO2001018404A1 (en) * 1999-09-07 2001-03-15 General Electric Company Deswirler system for centrifugal compressor
US6280139B1 (en) * 1999-10-18 2001-08-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Radial split diffuser
US20080019828A1 (en) * 2006-07-19 2008-01-24 Snecma System for ventilating a combustion chamber wall in a turbomachine
EP1995410A1 (en) * 2006-03-16 2008-11-26 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine cascade end wall

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB669357A (en) 1949-05-04 1952-04-02 Rolls Royce Improvements in or relating to centrifugal compressors
US3079068A (en) * 1960-03-16 1963-02-26 Williams Res Corp Gas turbine
US3788065A (en) * 1970-10-26 1974-01-29 United Aircraft Corp Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship
US3879939A (en) * 1973-04-18 1975-04-29 United Aircraft Corp Combustion inlet diffuser employing boundary layer flow straightening vanes
US4117671A (en) * 1976-12-30 1978-10-03 The Boeing Company Noise suppressing exhaust mixer assembly for ducted-fan, turbojet engine
US4677828A (en) * 1983-06-16 1987-07-07 United Technologies Corporation Circumferentially area ruled duct
GB2281356B (en) 1993-08-20 1997-01-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine turbine
FR2711771B1 (fr) * 1993-10-27 1995-12-01 Snecma Diffuseur de chambre à alimentation circonférentielle variable.
DE60019264T2 (de) * 1999-01-04 2006-02-16 Allison Advanced Development Co., Indianapolis Abgasmischvorrichtung und gerät mit einer solchen vorrichtung
US6471475B1 (en) * 2000-07-14 2002-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated duct diffuser
FR2855558B1 (fr) * 2003-05-28 2005-07-15 Snecma Moteurs Tuyere de turbomachine a reduction de bruit
US7100358B2 (en) * 2004-07-16 2006-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine exhaust case and method of making
US20070183890A1 (en) * 2006-02-09 2007-08-09 Honeywell International, Inc. Leaned deswirl vanes behind a centrifugal compressor in a gas turbine engine
JP2007224866A (ja) * 2006-02-24 2007-09-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遠心圧縮機
US7798777B2 (en) * 2006-12-15 2010-09-21 General Electric Company Engine compressor assembly and method of operating the same

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3719430A (en) * 1971-08-24 1973-03-06 Gen Electric Diffuser
SU1597449A1 (ru) * 1987-12-21 1990-10-07 Ленинградский Политехнический Институт Им.М.И.Калинина Диффузорный лопаточный направл ющий аппарат центробежной турбомашины
WO2001018404A1 (en) * 1999-09-07 2001-03-15 General Electric Company Deswirler system for centrifugal compressor
US6280139B1 (en) * 1999-10-18 2001-08-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Radial split diffuser
EP1995410A1 (en) * 2006-03-16 2008-11-26 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine cascade end wall
US20080019828A1 (en) * 2006-07-19 2008-01-24 Snecma System for ventilating a combustion chamber wall in a turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
BRPI0924108B1 (pt) 2020-03-31
US9512733B2 (en) 2016-12-06
RU2011136723A (ru) 2013-03-10
CA2750856C (fr) 2016-10-18
JP5481496B2 (ja) 2014-04-23
FR2941742A1 (fr) 2010-08-06
CN102308060B (zh) 2014-11-19
WO2010089466A1 (fr) 2010-08-12
EP2394025A1 (fr) 2011-12-14
CA2750856A1 (fr) 2010-08-12
FR2941742B1 (fr) 2011-08-19
EP2394025B1 (fr) 2015-07-29
CN102308060A (zh) 2012-01-04
JP2012516972A (ja) 2012-07-26
US20120018543A1 (en) 2012-01-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2518746C2 (ru) Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины
US10502231B2 (en) Diffuser pipe with vortex generators
JP5485006B2 (ja) タービン空気流整流器
EP2662626A2 (en) System and method having multi-tube fuel nozzle with differential flow
EP3147571B1 (en) A fuel injector for a gas turbine engine combustion chamber
US9651260B2 (en) Annular combustion chamber for a turbine engine
US20120111013A1 (en) System for directing air flow in a fuel nozzle assembly
US20220026068A1 (en) Fuel nozzle for gas turbine engine combustor
US9404422B2 (en) Gas turbine fuel injector having flow guide for receiving air flow
JP2008008613A (ja) 空気と燃料の混合物を噴射する装置、ならびにそのような装置が設けられた燃焼室とターボ機械
US10352570B2 (en) Turbine engine fuel injection system and methods of assembling the same
WO2017139222A1 (en) Fuel injector for combustion engine system, and engine operating method
US11739936B2 (en) Injection system for turbomachine, comprising a swirler and mixing bowl vortex holes
US20210172455A1 (en) Diffuser pipe with radially-outward exit
US10859096B2 (en) Diffuser with non-uniform throat areas
WO2018205889A1 (en) Head end turning scoop for a gas turbine
CN109073224B (zh) 用于涡轮机喷射***的、在入口处包括气动偏转器的进气旋流器
US11428411B1 (en) Swirler with rifled venturi for dynamics mitigation

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner