涡轮压缩机的循环结构的制作方法

专利名称：涡轮压缩机的循环结构的制作方法技术领域：本发明涉及一种按权利要求1的前序部分所述的用于涡轮压缩机的循环结构。本 发明还涉及一种涡轮压缩机以及一种航空发动机和一种固定不动的燃气轮机。背景技术：涡轮压缩机的循环结构或再循环结构以所谓“机匣处理”和“轮毂处理”的形式是 已知的。所述“机匣处理”和“轮毂处理”的循环结构的主要目的是，通过喘振间隔的优化提 高压缩机的气体动力学稳定的运转范围。优化的喘振间隔能够实现较高的压缩机压力并从 而较高的压缩机负荷。对于局部的流动概况并最后对于压缩机的泵负有责任的干扰发生在 一个或多个压缩机级的各工作叶片的壳体侧端部上或发生在各导向叶片的轮毂侧的径向 内部的端部上，因为在这些区域内压缩机中的气体动力负荷是最高的。通过循环结构稳定 各叶片端部区域内的流动。定子侧的循环结构在各工作叶片的壳体侧端部的区域内被称为 “机匣处理”。转子侧的循环结构在各导向叶片的轮毂侧端部的区域内被称为“轮毂处理”。由DE 10330084 Al已知构成为“机匣处理”和“轮毂处理”的流动结构用于涡轮 压缩机，其具有沿圆周方向能被通流的多个环形腔。沿圆周方向能被通流的各环形腔同心 于涡轮压缩机的轴设置在一个工作叶片环或一个导向叶片环的各叶片自由端的区域内，各 环形腔径向邻接涡轮压缩机的主流通道。在沿圆周方向能被通流的各环形腔内可以设置导 向元件。发明内容由此出发本发明目的在于，提供一种新式的用于涡轮压缩机的循环结构。该目的这样达到，即通过权利要求1的特征部分的特征进一步构成开头所述用于 涡轮压缩机的循环结构。按照本发明朝主流通道的主流方向看在所述一个或每一个环形腔的上游定位多 个沿轴向方向能被通流的腔室。利用在这里提出的发明首次建议，朝主流通道的主流方向看在所述一个或每一个 沿圆周方向能被通流的环形腔的上游设置多个沿轴向方向能被通流的腔室。据此按照本发 明的循环结构将多个沿轴向方向能被通流的腔室(它们没有圆周连通)与至少一个环形腔 (其沿圆周方向是能被通流的)组合，所述一个环形腔或每一环形腔朝主流方向看定位在 沿轴向方向能被通流的、没有圆周连通的腔室的下游。因此间隙涡流的构成在其形成中脉 动地受阻碍。构成的再循环流动利用富有损失的流体，以便影响转子侧的部件的流入，其中 沿轴向方向能被通流的没有圆周连通的各腔室的几何特性产生反向涡流。其他的流动阻隔 区域偏移进具有圆周连通的各环形腔中。按照本发明的循环结构由于其简单性确保很低的损失。可以有效地阻碍产生损失 的三维的流动现象。因此可以将在部分负荷和满负荷时对涡轮压缩机的运转稳定性的有利 的影响与效率的总体上有利的变化特别在满负荷时相结合。循环结构的简单性联系着低的制造成本。由诸从属权利要求和以下描述得出本发明的优选的进一步构成。借助附图更详细 地说明本发明的各实施例，但并不限于此。图1 按照一种实施例压缩机在按照本发明的壳体侧的循环结构的区域内的部分 纵向剖面图；图2:图1的视图的放大的细节；图3 图2沿轴向观察方向的细节；图4 图2沿径向观察方向的细节；图5至8 按照其他的实施例压缩机在轴向构造方式中在按照本发明的壳体侧的 循环结构的区域内的部分纵向剖面图；图9至18 按照本发明的壳体侧的循环结构的各方案的沿径向观察方向的视图；图19 :图3按照另一方案的细节。具体实施例方式本发明涉及一种循环结构用于涡轮压缩机、特别是用于燃气轮机的压缩机，它可 以构成为“机匣处理”或“轮毂处理”。以下参照图1至19借助构成为“机匣处理”的循环 结构描述本发明，它在定子侧的壳体中制出，该壳体在径向外部限定涡轮压缩机的主流通 道并且紧接着转子侧的工作叶片环的各工作叶片的叶片自由端。但按照本发明的循环结构 类似地也可用作为“轮毂处理”，此时在转子侧的轮毂中制出循环结构，该轮毂在径向内部 限定涡轮压缩机的主流通道并且紧接着定子侧的导向叶片环的各导向叶片的叶片自由端。图1至4示出按照本发明的构成为“机匣处理”的壳体侧的循环结构20的不同视 图，它在燃气轮机的压缩机的定子侧的壳体21中制出。壳体21在径向外部限定主流通道 22，其中在主流通道22中工作叶片环24的各转子侧的工作叶片23旋转。在径向内部由转 子的轮毂25限定主流通道22。在图1至4的实施例中循环结构20包括沿圆周方向能被通流的环形腔26，其同心 于压缩机的轴设置在工作叶片环24的各工作叶片23的叶片自由端的区域内。环形腔26 在此径向邻接主流通道22。环形腔26允许沿圆周方向的通流并因此具有圆周连通。环形 腔26构成为圆周凹槽，其中在环形腔26内可以定位多个用于导流的导向元件。环形腔26朝轴向方向完全在工作叶片环24的各工作叶片23的叶片自由端的区 域内延伸。对此环形腔26的轴向延伸长度按图2通过参数b标明。环形腔26的径向延伸 长度通过参数t标明。环形腔26的朝主流方向看在上游定位的边缘按图4通过ek标明， 而环形腔26的在下游定位的边缘通过ak标明。在这里提出的发明的意义中，朝主流通道22的主流方向看在环形腔26的上游定 位多个沿轴向方向能被通流的腔室27，沿轴向方向能被通流的各腔室27构成为缝隙或轴 向凹槽并且沿圆周方向不相互连通，按此沿轴向方向能被通流的各腔室27没有圆周连通。 各腔室27的朝主流通道22的主流方向看在上游定位的边缘在图4中用vk标明，各腔室27 的朝主流通道22的主流方向在下游的边缘在图4中用hk标明。各腔室27的抽吸侧的边缘在图4中用sk标明和压力侧的边缘用dk标明，其中图3和4示出工作叶片环24的工作 叶片23的抽吸侧28和压力侧29。沿轴向方向能被通流的各腔室27朝轴向方向看局部地定位在工作叶片环24的各 工作叶片23的叶片自由端的区域内。这样图2用参数ο表示沿轴向方向能被通流的各腔 室27的一部分，该部分在各工作叶片23的叶片自由端的区域内延伸并按此交搭于工作叶 片环24。参数ν相反表示沿轴向方向能被通流的各腔室27的一部分，该部分完全在工作叶 片环24的上游延伸。图2用参数h说明沿轴向方向能被通流的各腔室27的径向延伸长度或深度。各 腔室27的在上游的边缘vk上紧接着的轮廓按图2相对主流通道22的径向外部的轮廓倾 斜角度α。各腔室27的在下游的边缘hk上紧接着的轮廓相对主流通道22的径向外部的轮 廓倾斜角度β。此外按图3沿轴向方向能被通流的腔室27相对径向方向倾斜角度Y。朝 圆周方向看沿轴向方向能被通流的各腔室27具有宽度c，其中沿圆周方向直接邻近的腔室 27具有间距S。沿轴向方向能被通流的各腔室27向主流通道22的连通部或通口 30与环形腔26 的连通部或通口 31轴向保持间距或轴向分开，其中通过参数a标明在这两通口 30与31之 间的轴向间距。在这方面应该指出，环形腔26的边缘ak和ek和沿轴向方向能被通流的各腔室27 的边缘vk、hk、dk和sk并从而其流入表面可以通过任意的曲线或样条函数来描述。可以通 过一般的NURBS曲面确定环形腔26和沿轴向方向能被通流的各腔室27的紧接着这些边缘 的边缘表面。每一单个的腔室27的几何形状可以不同于其他的腔室27。这特别适用于各 腔室27的倾斜角Y、各腔室27的圆周间距s和各腔室27的圆周宽度C。在图1至4的实施例中(特别见图1和2)中，在环形腔26的边缘ak和ek和各 腔室27的边缘vk、hk、dk和sk上紧接着的边缘表面或外表面通过可连续不断的微分的曲 线的旋转产生。与此不同，在图5中这些边缘表面或外表面由折线，在图6中由直线和圆弧 和在图7中由简单的几何形状如椭圆和矩形产生。代替旋转，也可以采用局部的平移来产生各腔室26和27的各边缘表面或外表面。 图8示出实施形式包括壳体21的轮廓形式，在沿轴向方向能被通流的各腔室27的区域内 构成朝主流通道22的径向突出部32或径向空隙。在图1至4的实施例中参数α、β、h、t和b可以取任何值。同样参数ο、ν禾口 a 可以取任何值，其中特别为了确保沿轴向方向能被通流的各腔室27与工作叶片环24的各 工作叶片23的叶片自由端的交搭，参数ο和ν必须取大于零的值。此外由此可以在各工作 叶片23的流入边缘的上游实现沿轴向方向能被通流的各腔室27的向前延伸。为了沿轴向 方向能被通流的各腔室27与环形腔26的轴向分开或为了相应的通口 30、31的轴向分开， 参数a必须取大于零的值。在图1至4的实施例中(特别见图4)沿轴向方向能被通流的各腔室27的边缘sk 和dk沿涡轮压缩机的轴向方向直地延伸。与此相对图9至15示出沿轴向方向能被通流的 各腔室27的抽吸侧的边缘sk和压力侧的边缘dk的与此不同的轮廓构造。这样在图9和10中沿轴向方向能被通流的各腔室27的这些边缘sk和dk相对轴向方向倾斜。在图11至14中沿轴向方向能被通流的各腔室27的边缘sk和dk沿圆周方 向弯曲，其中在图15中各腔室27的边缘sk和dk在下游的边缘hk的区域内大致切向于各 工作叶片23的抽吸侧和压力侧延伸。图16示出本发明的实施例包括两个环形腔26，两者朝流动通道22的主流方向看 定位在沿轴向方能被通流的各腔室27的下游。图17示出本发明的实施例，其中沿轴向方向能被通流的各腔室27与在其下游定 位的环形腔26经由各分开的连通部33相连通。可以经由相应的控制元件主动地关闭和打 开这些分开的连通部33，以便由此调节在环形腔26与沿轴向方向能被通流的各腔室27之 间的流动转移的主动控制。图18示出本发明的实施例，其中环形腔26的下游的边缘ak具有多个分开的突出 部24，以便由此局部地加大环形腔26的通口 31的轴向延伸长度。与此相对图19示出环形 腔26的边缘表面或周表面nw的轮廓构造，包括多个分开的径向突出部35，它们局部地减小 环形腔26的径向延伸长度t。本发明也可以用于这样的涡轮压缩机中，其具有串联转子，包括两个直接接连的 工作叶片环和/或两个直接接连的导向叶片环。优选按照本发明的循环结构应用在涡轮压缩机中，特别是应用在构成为航空发动 机的燃气轮机或固定不动的燃气轮机的压缩机中。权利要求循环结构，用于涡轮压缩机、特别是用于燃气轮机的压缩机，所述循环结构包括至少一个沿圆周方向能被通流的环形腔(26)，所述环形腔同心于涡轮压缩机的轴设置在叶片环(24)的各叶片自由端的区域内并且径向邻接主流通道(22)，其特征在于，朝主流通道(22)的主流方向看在所述一个或每一个环形腔(26)的上游定位多个沿轴向方向能被通流的腔室(27)。2.按权利要求1所述的循环结构，其特征在于，在所述一个或每一个环形腔(26)的上 游定位的各腔室(27)构成为缝隙或轴向凹槽，这些腔室沿圆周方向不相互连通。3.按权利要求1或2所述的循环结构，其特征在于，所述一个或每一个环形腔(26)构 成为圆周凹槽，优选在至少一个环形腔中定位多个导向元件。4.按权利要求1至3之一项所述的循环结构，其特征在于，沿轴向方向能被通流的各腔 室(27)向主流通道(22)的连通部或通口(30)与所述一个或每一个环形腔(26)向主流通 道(22)的连通部或通口(31)轴向保持间距并从而轴向分开。5.按权利要求1至4之一项所述的循环结构，其特征在于，沿轴向方向能被通流的各腔 室(27)与所述一个或每一个环形腔(26)分开，使得在沿轴向方向能被通流的各腔室(27) 与在腔室(27)的下游定位的环形腔(26)之间没有连通。6.按权利要求1至4之一项所述的循环结构，其特征在于，沿轴向方向能被通流的各腔 室(27)与在腔室(27)的下游定位的环形腔(26)经由多个分开的连通部(33)相连通。7.按权利要求56所述的循环结构，其特征在于，经由控制元件能主动地关闭和打开各 分开的连通部(33)。8.按权利要求1至7之一项所述的循环结构，其特征在于，所述一个或每一个环形腔 (26)朝轴向方向看完全在工作叶片环(24)的各叶片自由端的区域内延伸。9.按权利要求1至8之一项所述的循环结构，其特征在于，沿轴向方向能被通流的各腔 室(27)朝轴向方向看局部地在工作叶片环(24)的各叶片自由端的区域内延伸。10.按权利要求1至9之一项所述的循环结构，其特征在于，沿轴向方向能被通流的各 腔室(27)朝主流通道(22)的主流方向看在工作叶片环(24)的各工作叶片的流入边缘的 上游向前延伸。11.涡轮压缩机，包括至少一个按权利要求1至10之一项或多项所述的循环结构。12.航空发动机，包括按权利要求11所述的涡轮压缩机。13.固定不动的燃气轮机，包括按权利要求11所述的涡轮压缩机。全文摘要本发明涉及一种用于涡轮压缩机、特别是用于燃气轮机的压缩机的循环结构，包括至少一个沿圆周方向能被通流的环形腔(26)，其同心于涡轮压缩机的轴设置在叶片环(24)的各叶片自由端的区域内并且径向邻接主流通道(22)。按本发明，朝主流通道(22)的主流方向看在所述一个或每一个环形腔(26)的上游定位多个沿轴向方向能被通流的腔室(27)。文档编号F04D29/68GK101946094SQ200980105069 公开日2011年1月12日 申请日期2009年2月19日 优先权日2008年2月21日发明者C·恰尔普, G·布里吉诺勒 申请人:Mtu飞机发动机有限公司