CN107489462A - 涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴 - Google Patents

涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴 Download PDF

Info

Publication number
CN107489462A
CN107489462A CN201710840350.2A CN201710840350A CN107489462A CN 107489462 A CN107489462 A CN 107489462A CN 201710840350 A CN201710840350 A CN 201710840350A CN 107489462 A CN107489462 A CN 107489462A
Authority
CN
China
Prior art keywords
nozzle
sector
flow
section
nozzzle
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Pending
Application number
CN201710840350.2A
Other languages
English (en)
Inventor
周振东
江攀
杜晓东
王晗
高怡秋
许宇健
戴娜娜
朱军华
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
704th Research Institute of CSIC
Original Assignee
704th Research Institute of CSIC
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 704th Research Institute of CSIC filed Critical 704th Research Institute of CSIC
Priority to CN201710840350.2A priority Critical patent/CN107489462A/zh
Publication of CN107489462A publication Critical patent/CN107489462A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及一种涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴，喷嘴流道的主要特征为型线及喉部，所述喉部后端垂直于流道中心线的截面为扇形，并延流道中心线向四周线性扩大。本发明喷嘴与现有的钻孔超音速喷嘴相比，出口截面为扇形，与动叶进口截面形状匹配，提高了通流效率；较常规铣制喷嘴弧段厚度小，有利于涡轮机结构小型化，减小转子跨距；喷嘴进口截面为扇形，叶栅进口截面为近似圆环形，与调节阀后的流道形状匹配，进一步提高了通流效率。

Description

涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴
技术领域
本发明涉及一种涡轮机的喷嘴，尤其是一种超音速喷嘴，属于涡轮机超音速喷嘴技术领域。
背景技术
涡轮机的喷嘴是静叶的一种，涡轮机第一级或调节级静叶一般为称为喷嘴，其组合件称为喷嘴弧段或喷嘴组。当涡轮机级焓降特别大时，需要设置超音速喷嘴。
超音速喷嘴目前有两种类型：一种是钻孔喷嘴，其喉部后垂直于流道中心线的截面为直径逐渐(线性)变大的圆形，如图1(a)，(b)所示；另一种为常规铣制喷嘴，其喉部后垂直于流道中心线的截面为高度尺寸不变而宽度方向尺寸逐渐(线性或接近于线性)变大的矩形或梯形，如图2(a)，(b)，(c)所示。
现有的涡轮机超音速喷嘴存在的主要问题：
1.涡轮机采用钻孔喷嘴，则在喷嘴弧段的出口截面上投影为椭圆(见图3)，其形状(椭圆长轴方向两端高度变小)与动叶进口的圆环截面不匹配，必然影响到该涡轮机级通流效率。
2.涡轮机采用常规铣制超音速喷嘴，则在喷嘴弧段的出口截面上投影为矩形或梯形(见图4)，由于其扩张过程中高度方向尺寸不变，因此出口宽度方向尺寸非常大，导致其形状(喷嘴弧段中长方形宽度方向中间与四角的半径差异很大)与动叶进口的圆环截面不太匹配，必然影响到该涡轮机级通流效率；且：
(1)如沿流线长度方向，喷嘴宽度尺寸变化幅度与钻孔喷嘴一致，则流线长度必然远长于钻孔喷嘴(如钻孔喷嘴出口截面直径与喉部直径之比为i>1，若常规铣制喷嘴喷嘴截面为正方形，则其流线长度则是钻孔喷嘴流线长度的倍)，首先造成喷嘴弧段部件沿轴向厚度尺寸成倍增加，不适应结构布置要求；其次每个喷嘴宽度非常大，喷嘴扁长方形出口与动叶进口的圆环面形状匹配性差；最后由于喷嘴型线非常长，叶型损失将成倍增加。
(2)如沿轴向长度与钻孔喷嘴保持一致，则沿轴向方向，喷嘴宽度尺寸变化必然非常剧烈；扩张角过大导致气流流动脱流，即这种喷嘴理论上不成立。
3.涡轮机采用常规铣制超音速喷嘴，则在喷嘴弧段的进口截面上投影为矩形(见图5)，且进口呈非连续性的不规则进口，导致与喷嘴进口区域相连的调节阀后的圆环形流道截面不匹配，进口处流动紊乱，进而增大流动损失。
基于上述两种技术的超音速喷嘴，均存在自身的缺陷，需要设计一种进出口截面为扇形、沿流线中心线向四周线性扩张的喷嘴型线的新型超音速喷嘴，其结构尺寸与钻孔喷嘴基本相同，解决了常规铣制喷嘴轴向长度过长，以及钻孔喷嘴出口截面投影为椭圆、常规铣制喷嘴出口截面投影为矩形或梯形，其形状与动叶进口的圆环截面不匹配的问题，提高涡轮机级的效率。
发明内容
本发明提出一种涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴，该超音速喷嘴的进出口截面为扇形，并沿流线中心线向四周线性扩大的喷嘴型线。
为实现上述目的，本发明的技术方案是：一种涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴，包括喷嘴流道，所述喷嘴流道呈型线及喉部，，所述喉部后端垂直于流道中心线的截面为扇形，并延流道中心线向四周线性扩大。
所述喷嘴出口截面为扇形，与动叶进口截面形状匹配，用于提高通流效率。
所述喷嘴进口截面为扇形，叶栅进口截面为近似圆环形，与调节阀后的流道形状匹配，用于进一步提高通流效率。
本发明的有益效果是：
本发明的“扇形截面周向均匀扩张的超音速喷嘴”相比原有“钻孔超音速喷嘴”具有以下优点：
1.喷嘴弧段厚度小，有利于涡轮机结构小型化，减小转子跨距；
2.喷嘴出口截面为扇形，与动叶进口截面形状匹配，提高了通流效率。
3.喷嘴进口截面为扇形，叶栅进口截面为近似圆环形，与调节阀后的流道形状匹配，进一步提高了通流效率。
附图说明
图1为钻孔喷嘴示意图；
(a)为钻孔喷嘴剖面图，(b)为钻孔喷嘴平面图；
图2为常规铣制喷嘴示意图；
(a)为常规铣制喷嘴剖面图，(b)为常规铣制喷嘴平面图，(c)为常规铣制喷嘴流道图；
图3为钻孔喷嘴在喷嘴弧段的出口截面上投影为椭圆示意图；
图4为常规铣制喷嘴出口成长方形或梯形示意图；
图5为常规铣制喷嘴不规则进口示意图；
图6为本发明的扇形截面超音速喷嘴的流道周向扩张示意图；
图7为本发明的扇形截面超音速喷嘴扇形出口环形叶栅示意图；
图8为本发明的扇形截面超音速喷嘴进口环形叶栅示意图。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步说明。
如图6至图8所示，本发明的涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴，包括流道2及其最小截面喉部1等。
喉部1后端垂直于流道2中心线的截面并非圆形，而是扇形，但延流道2中心线截面向四周逐渐(线性)变大。
如图7所示，喷嘴的出口截面为扇形3，与动叶进口截面形状匹配，多个扇形截面的出口连成圆环形出口4，提高了通流效率。
喷嘴的进口截面为扇形，叶栅进口截面为近似圆环形5，与调节阀后的流道形状匹配，进一步提高了通流效率。
如图6所示的流道型线可以采用与常规铣制喷嘴相同的方法，即通过切削加工成型构成喷嘴弧段部件，只是常规铣制喷嘴的铣制路径为直线，而本发明需要圆弧铣制，才能铣制出扇形截面。

Claims (3)

1.一种涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴，包括喷嘴流道，所述喷嘴流道呈型线及喉部，其特征在于：所述喉部后端垂直于流道中心线的截面为扇形，并延流道中心线向四周线性扩大。
2.根据权利要求1所述的涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴，其特征在于：所述喷嘴的出口截面为扇形，与动叶进口截面形状匹配，用于提高通流效率。
3.根据权利要求1所述的涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴，其特征在于：所述喷嘴的进口截面为扇形，叶栅进口截面为近似圆环形，与调节阀后的流道形状匹配，用于进一步提高通流效率。
CN201710840350.2A 2017-09-18 2017-09-18 涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴 Pending CN107489462A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710840350.2A CN107489462A (zh) 2017-09-18 2017-09-18 涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710840350.2A CN107489462A (zh) 2017-09-18 2017-09-18 涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN107489462A true CN107489462A (zh) 2017-12-19

Family

ID=60652600

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710840350.2A Pending CN107489462A (zh) 2017-09-18 2017-09-18 涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107489462A (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3968935A (en) * 1973-05-21 1976-07-13 Sohre John S Contoured supersonic nozzle
EP0719906A1 (fr) * 1994-12-27 1996-07-03 Societe Europeenne De Propulsion Distributeur supersonique d'étage d'entrée de turbomachine
CN102661178A (zh) * 2012-04-20 2012-09-12 大连理工大学 汽轮机部分进汽装置
CN106064122A (zh) * 2015-04-24 2016-11-02 苏州中尧节能环保设备有限公司 锯齿喷射式抽空器
CN106437872A (zh) * 2016-12-28 2017-02-22 深圳智慧能源技术有限公司 蒸汽轮机的喷嘴隔板组合单元体

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3968935A (en) * 1973-05-21 1976-07-13 Sohre John S Contoured supersonic nozzle
EP0719906A1 (fr) * 1994-12-27 1996-07-03 Societe Europeenne De Propulsion Distributeur supersonique d'étage d'entrée de turbomachine
CN102661178A (zh) * 2012-04-20 2012-09-12 大连理工大学 汽轮机部分进汽装置
CN106064122A (zh) * 2015-04-24 2016-11-02 苏州中尧节能环保设备有限公司 锯齿喷射式抽空器
CN106437872A (zh) * 2016-12-28 2017-02-22 深圳智慧能源技术有限公司 蒸汽轮机的喷嘴隔板组合单元体

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107313860B (zh) 一种用于预旋冷却系统的叶型接受孔结构
CN107202036B (zh) 一种同时改善静子角区流动的自循环处理机匣
US20120263587A1 (en) Turbomachine with axial compression or expansion
US9909434B2 (en) Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords
CN113217461B (zh) 一种叶片、其造型方法和制造方法及压气机
CN101960094A (zh) 具有非轴对称平台的叶片
CN106661944A (zh) 用于燃气涡轮发动机的端壁构造
CN103742450A (zh) 一种具有马蹄形扩压通道的叶片式扩压器
CN106640211A (zh) 一种用于涡轮叶片气膜冷却的边倒圆孔结构
CN106837877B (zh) 具有回流引导结构的压缩机机匣及其回流引导方法
CN107489462A (zh) 涡轮机用沿流线周向扩张的扇形截面超音速喷嘴
CN114837994A (zh) 具有减少横流翼型件的涡轮发动机
CN105298923B (zh) 压气机前缝后槽式机匣处理扩稳装置
US20160348692A1 (en) Compressor airfoil with compound leading edge profile
CN108457905A (zh) 蜗舌、贯流风机、空调器
JP2018168706A (ja) 蒸気弁装置
CN105927589A (zh) 低掺混损失的轴向缝机匣实现方法
US20130224034A1 (en) Blade body and rotary machine
CN107061009B (zh) 一种应用于扩压型管道壁面的端壁凸肋结构
CN107313977B (zh) 离心风叶、离心风机和空调器
CN103233914A (zh) 导流式轴流泵叶轮
CN112049688B (zh) 一种用于等半径预旋供气系统的过预旋叶型接受孔
US20140133957A1 (en) Method of diffusing a gas turbine compression stage, and diffusion stage for implementing same
CN202468473U (zh) 串列式叶片扩压器
JP5311101B2 (ja) タービン流路面のフィルム冷却構造

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20171219