RU2525365C2

RU2525365C2 - Compressor centrifugal impeller

Info

Publication number: RU2525365C2
Application number: RU2011153687/06A
Authority: RU
Inventors: Жером ПОРОДО; Николя РОШЮОН; Лоран ТАРНОВСКИ
Original assignee: Турбомека
Priority date: 2009-06-05
Filing date: 2010-06-02
Publication date: 2014-08-10
Also published as: EP2438306B1; CN102459916B; KR20120034670A; CA2762308A1; FR2946399A1; WO2010139901A1; CN102459916A; JP2012528979A; US20120087800A1; EP2438306A1; RU2011153687A; FR2946399B1; KR101750121B1; JP5705839B2; PL2438306T3

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: centrifugal impeller is designed to allow fluid flow there through. Note here that said impeller (18) comprises blades (24, 25) each including rib of attack and streamline rib (24F, 25F). Revolution of said impeller (18) causes fluid suction via impeller front part. Fluid flows to impeller (18) outer periphery at the level of blade streamline rib (24F, 25F). Blades (24, 25) are bent in direction opposite the impeller rotation in radial cross-section plane cutting streamline rib (24F, 25F). Part of streamline rib is straightened in direction of impeller rotation so that it makes the end blade (26, 27) deflect the fluid flow at straightening it radially.

EFFECT: higher compression ratio and isentropic efficiency.

7 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к центробежной крыльчатке компрессора, предназначенной для того, чтобы через нее проходила текучая среда, в частности газ. Данная крыльчатка предназначена, в частности, для оснащения компрессора турбомашины. Этой крыльчаткой могут оборудоваться все типы турбомашины, наземные или авиационные, в частности турбинный двигатель вертолета.The invention relates to a centrifugal impeller of a compressor designed to allow a fluid, in particular gas, to pass through it. This impeller is intended, in particular, to equip a turbomachine compressor. This impeller can be equipped with all types of turbomachines, ground or aviation, in particular a helicopter turbine engine.

В частности, изобретение относится к типу центробежной крыльчатки, имеющей ось вращения, переднюю часть небольшого сечения и заднюю часть большого сечения; причем данная крыльчатка содержит лопатки, каждая из которых содержит переднюю кромку или ребро атаки и заднюю кромку или ребро обтекания. Вращение этой крыльчатки приводит к засасыванию текучей среды через переднюю часть крыльчатки; причем осевая скорость текучей среды, проходящей через крыльчатку, постепенно преобразуется в радиальную скорость; причем текучая среда истекает на внешнюю периферию крыльчатки на уровне ребра обтекания лопаток. Упомянутые лопатки в плоскости радиального сечения, разрезающей ребро обтекания этих лопаток, изогнуты в направлении, обратном вращению крыльчатки.In particular, the invention relates to a type of centrifugal impeller having an axis of rotation, a front part of a small section and a rear part of a large section; moreover, this impeller contains blades, each of which contains a leading edge or rib of attack and a trailing edge or rib of flow. The rotation of this impeller leads to the suction of fluid through the front of the impeller; moreover, the axial velocity of the fluid passing through the impeller is gradually converted to radial velocity; moreover, the fluid flows to the outer periphery of the impeller at the level of the ribs around the blades. The said blades in the plane of the radial section, cutting the edge of the flow around these blades, are bent in the direction opposite to the rotation of the impeller.

В настоящей заявке понятия «вход» и «выход» определены относительно направления нормального потока текучей среды, проходящей через крыльчатку.In this application, the terms “inlet” and “outlet” are defined with respect to the direction of the normal fluid flow through the impeller.

Кроме того, ось вращения крыльчатки часто называется более просто - «ось крыльчатки». Осевое направление соответствует направлению оси крыльчатки, а радиальное направление является направлением, которое перпендикулярно этой оси и пересекает эту ось. Также осевая плоскость представляет собой плоскость, содержащую ось крыльчатки, а радиальная плоскость представляет собой плоскость, перпендикулярную этой оси. Наречия «радиально» и «по оси» относятся, соответственно, к осевому направлению и радиальному направлению.In addition, the axis of rotation of the impeller is often referred to more simply as the “impeller axis”. The axial direction corresponds to the direction of the axis of the impeller, and the radial direction is the direction that is perpendicular to this axis and intersects this axis. Also, the axial plane is a plane containing the axis of the impeller, and the radial plane is a plane perpendicular to this axis. Adverbs "radially " and "along the axis" refer, respectively, to the axial direction and the radial direction.

Помимо противоположного определения прилагательные «внутренний» и «внешний» использованы применительно к радиальному направлению; причем внутренняя часть (т.е. радиально внутренняя) конструктивного элемента к оси крыльчатки размещена ближе, чем внешняя часть (т.е. радиально внешняя) того же конструктивного элемента.In addition to the opposite definition, the adjectives "internal" and "external" are used in relation to the radial direction; moreover, the inner part (i.e., radially inner) of the structural element is closer to the impeller axis than the outer part (i.e., radially external) of the same structural element.

И, наконец, помимо противоположного определения, прилагательные «передний» и «задний» использованы применительно к осевому направлению; причем текучая среда подается в переднюю часть крыльчатки.And finally, in addition to the opposite definition, the adjectives “front” and “rear” are used in relation to the axial direction; moreover, the fluid is supplied to the front of the impeller.

Компрессор авиационной турбомашины (например, турбинного двигателя вертолета) центробежного типа или смешанного аксиально-центробежного типа содержит одну или множество ступеней сжатия с центробежной крыльчаткой вышеупомянутого типа (которая также называется ротором или центробежным колесом), картер, окружающий с внешней стороны лопатки этой крыльчатки, и один или множество диффузоров, расположенных на выходе этой крыльчатки. Через такой компрессор проходит текучая среда, которой является газ, как правило, воздух.A compressor of an aircraft turbomachine (for example, a turbine engine of a helicopter) of a centrifugal type or a mixed axial-centrifugal type contains one or many compression stages with a centrifugal impeller of the above type (also called a rotor or centrifugal wheel), a crankcase surrounding the outside of the blade of this impeller, and one or many diffusers located at the outlet of this impeller. A fluid passes through such a compressor, which is a gas, usually air.

В крыльчатке абсолютная скорость газа увеличивается вследствие центробежного ускорения, а давление газа повышается вследствие расходящегося поперечного сечения каналов, ограниченных лопатками крыльчатки. Таким образом, газ истекает через заднюю кромку лопаток или ребро обтекания на очень большой скорости.In the impeller, the absolute gas velocity increases due to centrifugal acceleration, and the gas pressure increases due to the diverging cross section of the channels bounded by the impeller blades. Thus, the gas flows through the trailing edge of the blades or the flow edge at a very high speed.

Известный пример центробежной крыльчатки компрессора изложен в патенте US №3973872.A well-known example of a centrifugal impeller of a compressor is described in US patent No. 3973872.

Технической задачей изобретения является улучшение характеристик (а именно, степени общего сжатия и изэнтропической производительности) крыльчатки вышеупомянутого типа с корректированным расходом и заданными геометрическими размерами.An object of the invention is to improve the characteristics (namely, the degree of total compression and isentropic performance) of the impeller of the aforementioned type with a corrected flow rate and predetermined geometric dimensions.

Эта задача выполняется посредством крыльчатки, в которой в упомянутой плоскости радиального сечения, разрезающей ребро обтекания лопаток крыльчатки, часть ребра обтекания этих лопаток (т.е. часть, расположенная на уровне внешней кромки задней части лопаток) выпрямлена в направлении вращения крыльчатки таким образом, что она образует торцевую лопасть, позволяющую отклонять поток жидкой или газообразной среды, радиально выпрямляя этот поток.This task is carried out by means of an impeller, in which, in the said plane of radial section, cutting the flow around the impeller blades, a part of the flow around these blades (i.e., a part located at the level of the outer edge of the rear part of the blades) is straightened in the direction of rotation of the impeller so that it forms an end blade, which allows deflecting the flow of a liquid or gaseous medium, radially straightening this flow.

В общей сложности такое отклонение потока текучей среды позволяет увеличить степень общего сжатия без снижения изэнтропической производительности крыльчатки.In total, such a deviation of the fluid flow makes it possible to increase the degree of total compression without reducing the isentropic performance of the impeller.

Кроме того, максимально эффективно контролируя такое отклонение, представляется возможным увеличить степень общего сжатия без нагревания. Таким образом, увеличение степени общего сжатия также выражается более или менее большим повышением изэнтропической производительности крыльчатки.In addition, by controlling this deviation as efficiently as possible, it seems possible to increase the overall compression ratio without heating. Thus, an increase in the degree of total compression is also expressed by a more or less large increase in the isentropic performance of the impeller.

И в заключение, благодаря торцевым лопастям, улучшены характеристики крыльчатки.And in conclusion, thanks to the end blades, the characteristics of the impeller are improved.

Такая центробежная крыльчатка компрессора может содержать два типа лопаток: так называемые «основные» лопатки и так называемые «промежуточные» лопатки. Промежуточные лопатки, необязательные, устанавливаются между основными лопатками и отличаются от последних тем, что они короче в осевом направлении: они имеют более короткую переднюю часть, причем ребро атаки промежуточных лопаток расположено в стороне (а именно, сзади) относительно ребра атаки основных лопаток.Such a centrifugal impeller of a compressor may contain two types of blades: the so-called “main” blades and the so-called “intermediate” blades. Intermediate blades, optional, are installed between the main blades and differ from the latter in that they are shorter in the axial direction: they have a shorter front part, and the attack edge of the intermediate blades is located to the side (namely, behind) relative to the attack edge of the main blades.

Согласно способу практической реализации, крыльчатка содержит только основные лопатки (т.е. не содержит промежуточных лопаток); причем эти основные лопатки содержат торцевые лопасти вышеупомянутого типа.According to the method of practical implementation, the impeller contains only the main blades (i.e. does not contain intermediate blades); moreover, these main blades contain end blades of the aforementioned type.

Согласно другому способу практической реализации, крыльчатка содержит основные лопатки и промежуточные лопатки. В этом случае или только основные лопатки содержат торцевые лопасти вышеупомянутого типа, или только промежуточные лопатки содержат торцевые лопасти вышеупомянутого типа, или основные лопатки и промежуточные лопатки содержат торцевые лопасти вышеупомянутого типа.According to another practical implementation method, the impeller comprises main blades and intermediate blades. In this case, either only the main blades contain end blades of the above type, or only the intermediate blades contain end blades of the above type, or the main blades and intermediate blades contain end blades of the above type.

Согласно способу практической реализации, в упомянутой плоскости радиального сечения, разрезающей ребро обтекания лопаток крыльчатки, упомянутая торцевая лопасть образует с частью лопатки, расположенной непосредственно перед этой торцевой лопастью, тупой угол, который больше или равен 155° и строго меньше 180°.According to the method of practical implementation, in the said plane of the radial section, cutting the edge of the flow around the impeller blades, the said end blade forms an obtuse angle with the part of the blade located immediately in front of this end blade, which is greater than or equal to 155 ° and strictly less than 180 °.

Согласно способу практической реализации, когда основные лопатки крыльчатки содержат торцевую лопасть, данная торцевая лопасть проходит от ребра обтекания основной лопатки крыльчатки на длину, которая измерена вдоль внешней кромки (искривленной) этой основной лопатки и представляет собой менее 15% общей длины этой внешней кромки и, в частности, более 2% и менее 10% общей длины этой внешней кромки.According to the method of practical implementation, when the main impeller blades contain an end blade, this end blade extends from the rib around the main impeller blade to a length that is measured along the outer edge (curved) of this main blade and represents less than 15% of the total length of this outer edge and, in particular, more than 2% and less than 10% of the total length of this outer edge.

Согласно способу практической реализации, когда промежуточные лопатки крыльчатки содержат торцевую лопасть, упомянутая торцевая лопасть проходит от ребра обтекания промежуточной лопатки на длину, которая измерена вдоль внешней кромки этой промежуточной лопатки и представляет собой менее 15% общей длины этой внешней кромки и, в частности, более 2% и менее 10% общей длины этой внешней кромки.According to the method of practical implementation, when the intermediate impeller blades contain an end blade, said end blade extends from the rib around the intermediate blade to a length that is measured along the outer edge of this intermediate blade and represents less than 15% of the total length of this outer edge and, in particular, more 2% and less than 10% of the total length of this outer edge.

Вышеупомянутые разницы значений угла и длины лопасти позволяют, в отдельности или в сочетании друг с другом, дополнительно улучшить характеристики крыльчатки.The above-mentioned differences in the angle and length of the blade allow, individually or in combination with each other, to further improve the characteristics of the impeller.

Изобретение также относится к компрессору, содержащему центробежную крыльчатку согласно изобретению. Речь может идти о компрессоре центробежного типа, т.е. о компрессоре, содержащем, по меньшей мере, одну ступень сжатия, оснащенную центробежной крыльчаткой, или о компрессоре смешанного аксиально-центробежного типа, т.е. о компрессоре, содержащем, по меньшей мере, одну ступень сжатия, оснащенную осевой крыльчаткой и, по меньшей мере, одну ступень сжатия, оснащенную центробежной крыльчаткой.The invention also relates to a compressor comprising a centrifugal impeller according to the invention. It may be a centrifugal compressor, i.e. about a compressor containing at least one compression stage equipped with a centrifugal impeller, or about a compressor of a mixed axial-centrifugal type, i.e. about a compressor containing at least one compression stage equipped with an axial impeller and at least one compression stage equipped with a centrifugal impeller.

Изобретение также относится к турбомашине и, в частности, к турбинному двигателю вертолета, содержащему компрессор согласно изобретению.The invention also relates to a turbomachine and, in particular, to a turbine engine of a helicopter comprising a compressor according to the invention.

Изобретение и его преимущества станут лучше понятны после изучения нижеследующего детального описания примера практической реализации изобретения, приведенного в качестве иллюстрации, не имеющей ограниченного характера. Это описание выполнено со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых:The invention and its advantages will become better understood after studying the following detailed description of an example of the practical implementation of the invention, given as an illustration, not having a limited character. This description is made with reference to the accompanying drawing figures, in which:

- фиг.1 изображает схематично и частично, в осевом сечении турбинный двигатель вертолета с компрессором, содержащим центробежную крыльчатку согласно изобретению (центробежная крыльчатка и турбины турбинного двигателя изображены не в разрезе, а сбоку);- figure 1 shows schematically and partially, in axial section, the turbine engine of a helicopter with a compressor containing a centrifugal impeller according to the invention (the centrifugal impeller and turbines of the turbine engine are shown not in section but in side view);

- фиг.2 изображает схематично центробежную крыльчатку, представленную на фиг.1, отдельно от остальной части турбинного двигателя;- figure 2 schematically shows the centrifugal impeller shown in figure 1, separately from the rest of the turbine engine;

- фиг.3 изображает схематично и частично в перспективе заднюю часть двух лопаток центробежной крыльчатки, представленной на фиг.1;- figure 3 depicts schematically and partially in perspective a rear part of two blades of a centrifugal impeller shown in figure 1;

- фиг.4 изображает схематично и частично заднюю часть одной из лопаток, представленных на фиг.3, в разрезе, выполненном в плоскости радиального сечения, разрезающего ребро обтекания этой лопатки, причем эта плоскость сечения IV-IV видна на фиг.2.- figure 4 depicts schematically and partially the rear part of one of the blades shown in figure 3, in section, made in the plane of the radial section, cutting the edge of the flow around this blade, and this plane section IV-IV is visible in figure 2.

Пример турбинного двигателя 10 вертолета, изображенного на фиг.1, содержит компрессор 16 центробежного типа с одной ступенью сжатия. Данный компрессор 16 содержит центробежную крыльчатку 18, согласно изобретению, и картер 15, окружающий снаружи лопатки 24, 25 крыльчатки 18. Диффузор 19 расположен на выходе крыльчатки 18.An example of a turbine engine 10 of the helicopter of FIG. 1 comprises a centrifugal type compressor 16 with one compression stage. This compressor 16 contains a centrifugal impeller 18, according to the invention, and a casing 15, surrounding the outside of the blades 24, 25 of the impeller 18. The diffuser 19 is located at the outlet of the impeller 18.

Турбинный двигатель 10 содержит воздухозаборник 12, причем воздух проходит через этот воздухозаборник 12 для попадания в компрессор 16. Вращение крыльчатки 18 вокруг ее оси вращения A приводит к всасыванию воздуха через переднюю часть крыльчатки, а осевая скорость текучей среды, которая проходит через крыльчатку 18, постепенно преобразуется в радиальную скорость; причем текучая среда истекает на внешнюю периферию крыльчатки 18. Воздух попадает в крыльчатку 18 в направлении, скорее параллельном оси А вращения крыльчатки, которое обозначено на показанном на фиг.1 сечении стрелками F1, и истекает из крыльчатки 18 в направлении, скорее перпендикулярном оси A, которое обозначено стрелками F2.The turbine engine 10 comprises an air inlet 12, and air passes through this air inlet 12 to enter the compressor 16. The rotation of the impeller 18 around its axis of rotation A causes air to be sucked through the front of the impeller, and the axial velocity of the fluid that passes through the impeller 18 is gradually converted to radial speed; moreover, the fluid flows to the outer periphery of the impeller 18. Air enters the impeller 18 in a direction rather parallel to the axis of rotation of the impeller, which is indicated in the cross section shown in FIG. 1 by arrows F1, and flows out of the impeller 18 in a direction rather perpendicular to the axis A, which is indicated by arrows F2.

Воздух, истекающий из крыльчатки 18, проходит сквозь диффузор 19 перед попаданием в камеру сгорания 20. Топочные газы, истекающие из камеры 20, приводят в движение турбину высокого давления 22 и турбину низкого давления 23.Air flowing out of the impeller 18 passes through the diffuser 19 before it enters the combustion chamber 20. The flue gases flowing out of the chamber 20 drive a high pressure turbine 22 and a low pressure turbine 23.

Крыльчатка 18 установлена на валу 21, который приводится во вращение посредством турбины высокого давления 22.The impeller 18 is mounted on a shaft 21, which is driven by a high pressure turbine 22.

Как это показано на фиг.2, крыльчатка 18 содержит переднюю часть небольшого сечения и заднюю часть большого сечения. Крыльчатка 18 содержит множество основных лопаток 24, проходящих в осевом направлении от передней стороны 18A крыльчатки до радиального диска 17, расположенного сзади крыльчатки 18, и радиально - от втулки крыльчатки до внешней периферии крыльчатки. Каждая из основных лопаток 24 содержит ребро атаки 24A, расположенное на переднем конце крыльчатки 18, и ребро обтекания 24F, расположенное на внешней периферии крыльчатки 18, непосредственно перед радиальным диском 17.As shown in FIG. 2, the impeller 18 comprises a front section of a small section and a rear section of a large section. The impeller 18 comprises a plurality of main blades 24 extending axially from the front side 18A of the impeller to the radial disk 17 located at the rear of the impeller 18 and radially from the hub of the impeller to the outer periphery of the impeller. Each of the main blades 24 contains an attack rib 24A located on the front end of the impeller 18, and a flow around stream 24F located on the outer periphery of the impeller 18, immediately in front of the radial disk 17.

Кроме того, крыльчатка 18 содержит промежуточные лопатки 25, которые установлены между основными лопатками 24 и отличаются от последних тем, что они в осевом направлении короче: ребро атаки 25A этих лопаток 25 располагается в стороне (т.е. сзади) относительно ребра атаки 24A основных лопаток 24. И напротив, ребро обтекания 25F промежуточных лопаток 25 расположено на том же радиальном расстоянии от оси A, что и ребро обтекания 24F лопаток 24.In addition, the impeller 18 contains intermediate blades 25, which are installed between the main blades 24 and differ from the latter in that they are shorter in the axial direction: the attack rib 25A of these blades 25 is located to the side (i.e., behind) relative to the attack rib 24A of the main vanes 24. Conversely, the flow around the flow 25F of the intermediate vanes 25 is located at the same radial distance from the axis A as the flow around the flow 24F of the vanes 24.

На фиг.3 детально и в перспективе изображена задняя часть основной лопатки 24 и промежуточной лопатки 25 крыльчатки 18.Figure 3 in detail and in perspective shows the rear of the main blades 24 and the intermediate blades 25 of the impeller 18.

В плоскости радиального сечения (т.е. перпендикулярно оси А), разрезающей ребро обтекания 24F, 25F лопаток 24, 25 крыльчатки 18, как плоскость IV-IV, показанная на фиг.2, лопатки 24, 25 изогнуты в направлении, обратном вращению крыльчатки; причем направление вращения крыльчатки 18 обозначено стрелкой R на фиг.3 и 4.In the plane of the radial section (i.e., perpendicular to axis A) that cuts the rounded stream 24F, 25F of the blades 24, 25 of the impeller 18, as the plane IV-IV shown in FIG. 2, the blades 24, 25 are bent in the direction opposite to the rotation of the impeller ; moreover, the direction of rotation of the impeller 18 is indicated by the arrow R in figure 3 and 4.

В этой же плоскости радиального сечения часть ребра обтекания упомянутых лопаток 24, 25 выпрямлена в направлении вращения крыльчатки таким образом, что она образует торцевую лопасть 26, 27, позволяя отклонять поток воздуха, радиально его выпрямляя.In the same plane of the radial section, part of the flow around the aforementioned blades 24, 25 is straightened in the direction of rotation of the impeller so that it forms an end blade 26, 27, allowing you to deflect the air flow, radially straightening it.

В этой плоскости радиального сечения торцевая лопасть 26, 27 образует с частью лопатки 24, 25, расположенной непосредственно перед этой лопастью 26, 27, тупой угол T, который больше или равен 155° и строго меньше 180°. Этот угол T виден на фиг.4, которая представляет собой вид в разрезе основной лопатки 24 в плоскости радиального сечения IV-IV, показанного на фиг.2.In this plane of radial section, the end blade 26, 27 forms, with a part of the blade 24, 25 located immediately in front of this blade 26, 27, an obtuse angle T, which is greater than or equal to 155 ° and strictly less than 180 °. This angle T is visible in FIG. 4, which is a sectional view of the main blade 24 in the plane of the radial section IV-IV shown in FIG. 2.

В показанном примере основные лопатки 24 и промежуточные лопатки 25 содержат торцевые лопасти 26, 27. В других примерах практической реализации (не показаны) только основные лопатки 25 или только промежуточные лопатки 25 содержат такие торцевые лопасти.In the example shown, the main blades 24 and the intermediate blades 25 contain end blades 26, 27. In other examples of practical implementation (not shown), only the main blades 25 or only the intermediate blades 25 contain such end blades.

Согласно примеру практической реализации, когда торцевые лопасти 26 присутствуют на основных лопатках 24, длина (по криволинейной абсциссе) каждой торцевой лопасти 26, измеренная вдоль изогнутой внешней кромки 24E упомянутой лопатки 24, не содержит больше 15% общей длины данной внешней кромки 24E. Например, длина торцевой лопасти содержит, по меньшей мере, 2% и не более 10% общей длины внешней кромки 24E.According to a practical implementation example, when the end vanes 26 are present on the main vanes 24, the length (along the curved abscissa) of each end vanes 26, measured along the curved outer edge 24E of the said vanes 24, does not contain more than 15% of the total length of this outer edge 24E. For example, the length of the end blade contains at least 2% and not more than 10% of the total length of the outer edge 24E.

Согласно примеру практической реализации, когда торцевые лопасти 27 присутствуют на промежуточных лопатках 25, длина (по криволинейной абсциссе) каждой торцевой лопасти 27, измеренная вдоль изогнутой внешней кромки 25E упомянутой лопатки 25, представляет собой не больше 15% общей длины данной внешней кромки 25E. В частности, длина торцевой лопасти представляет собой, по меньшей мере, 2% и не более 10% общей длины внешней кромки 25E.According to a practical implementation example, when the end vanes 27 are present on the intermediate vanes 25, the length (along the curved abscissa) of each end vanes 27, measured along the curved outer edge 25E of said vanes 25, is no more than 15% of the total length of this outer edge 25E. In particular, the length of the end blade is at least 2% and not more than 10% of the total length of the outer edge 25E.

Claims

1. Центробежная крыльчатка компрессора предназначена для того, чтобы через нее проходила текучая среда, причем эта крыльчатка (18) имеет ось вращения (А), переднюю часть небольшого сечения и заднюю часть большого сечения; причем данная крыльчатка (18) содержит лопатки (24, 25), каждая из которых содержит ребро атаки (24А, 25А) и ребро обтекания (24F, 25F); причем вращение этой крыльчатки (18) приводит к засасыванию текучей среды через переднюю часть крыльчатки; причем осевая скорость текучей среды, проходящей через крыльчатку, постепенно преобразуется в радиальную скорость; причем текучая среда истекает на внешнюю периферию крыльчатки (18) на уровне ребра обтекания (24F, 25F) лопаток; причем эти лопатки (24, 25) в плоскости радиального сечения, разрезающей ребро обтекания (24F, 25F) этих лопаток, изогнуты в направлении, обратном вращению крыльчатки; причем эта крыльчатка (18) отличается тем, что в упомянутой плоскости радиального сечения часть ребра обтекания упомянутых лопаток (24, 25) выпрямлена в направлении вращения крыльчатки таким образом, что она образует торцевую лопасть (26, 27), позволяющую отклонять поток текучей среды, радиально его выпрямляя, а также тем, что упомянутая торцевая лопасть (26, 27) проходит от ребра обтекания (24F, 25F) лопатки на длину, которая измерена вдоль внешней кромки (24Е, 25Е) этой лопатки (24, 25), и представляет собой больше 2% и менее 10% общей длины этой внешней кромки.1. The centrifugal impeller of the compressor is designed to allow fluid to pass through it, and this impeller (18) has an axis of rotation (A), a front part of a small section and a rear part of a large section; moreover, this impeller (18) contains blades (24, 25), each of which contains an attack rib (24A, 25A) and a flow rib (24F, 25F); moreover, the rotation of this impeller (18) leads to the suction of fluid through the front of the impeller; moreover, the axial velocity of the fluid passing through the impeller is gradually converted to radial velocity; moreover, the fluid flows to the outer periphery of the impeller (18) at the level of the streamline rib (24F, 25F) of the blades; moreover, these blades (24, 25) in the plane of the radial section cutting the streamline edge (24F, 25F) of these blades are curved in the direction opposite to the rotation of the impeller; moreover, this impeller (18) is characterized in that in the said plane of radial section, a part of the flow around the aforementioned blades (24, 25) is straightened in the direction of rotation of the impeller so that it forms an end blade (26, 27), which allows deflecting the fluid flow, straightening it radially, as well as the fact that the mentioned end blade (26, 27) extends from the streamline edge (24F, 25F) of the blade to a length that is measured along the outer edge (24E, 25E) of this blade (24, 25), and represents more than 2% and less than 10% of the total length of this outer edge.

2. Центробежная крыльчатка компрессора по п.1, в которой в упомянутой плоскости радиального сечения упомянутая торцевая лопасть (26, 27) образует с частью лопатки, расположенной непосредственно на входе этой торцевой лопасти, тупой угол (Т), который больше или равен 155° и строго меньше 180°.2. The centrifugal impeller of the compressor according to claim 1, in which in the said plane of the radial section the said end blade (26, 27) forms, with a part of the blade located directly at the entrance of this end blade, an obtuse angle (T) that is greater than or equal to 155 ° and strictly less than 180 °.

3. Центробежная крыльчатка компрессора по п.1 содержит основные лопатки (24) и, возможно, промежуточные лопатки (25), которые расположены между основными лопатками и короче в осевом направлении, чем основные лопатки, в которой упомянутые основные лопатки (24) и(или) упомянутые промежуточные лопатки (25) содержат упомянутые торцевые лопасти (26, 27).3. The centrifugal impeller of the compressor according to claim 1 contains the main blades (24) and, possibly, intermediate blades (25), which are located between the main blades and are shorter in the axial direction than the main blades, in which the mentioned main blades (24) and ( or) said intermediate vanes (25) comprise said end vanes (26, 27).

4. Центробежная крыльчатка компрессора по п.3, в которой основные лопатки (24) содержат упомянутые торцевые лопасти (26).4. The centrifugal impeller of the compressor according to claim 3, in which the main blades (24) contain the mentioned end blades (26).

5. Центробежная крыльчатка компрессора по любому из пп.3-4, в которой промежуточные лопатки (25) содержат упомянутые торцевые лопасти (27).5. The centrifugal impeller of the compressor according to any one of claims 3 to 4, in which the intermediate blades (25) contain the mentioned end blades (27).

6. Компрессор, содержащий центробежную крыльчатку (18) по любому из пп.1-5.6. A compressor containing a centrifugal impeller (18) according to any one of claims 1 to 5.

7. Турбомашина, содержащая компрессор по п.6. 7. A turbomachine containing a compressor according to claim 6.