DE3612412A1

DE3612412A1 - Turbine mit radialgeblaese und diffusor sowie verfahren zur herstellung

Info

Publication number: DE3612412A1
Application number: DE19863612412
Authority: DE
Inventors: Robert W. Coventry Chevis; Reginald G. Daphne Ala. Keetley
Original assignee: Teledyne Industries Inc
Current assignee: TDY Industries LLC
Priority date: 1985-04-29
Filing date: 1986-04-12
Publication date: 1986-10-30
Also published as: SE8601577D0; IT8667345A1; GB2176539A; BR8602136A; AU5601686A; FR2581135A1; IT1188109B; GB8610316D0; SE8601577L; NZ215824A; IT8667345A0; GB2176539B

Description

Turbine mit Radialgebläse und Diffusor sowie Verfahren zur Herstellung

Die Erfindung bezieht sich auf eine Turbine und insbesondere auf die Struktur eines Diffusorsystems, welches stromab von dem Radialgebläse einer Turbine angeordnet ist.
In einer Turbine mit einem Radialgebläse wird das Strömungsmittel unter Druck radial nach außen, gesehen von der sich drehenden Welle der Turbine, abgegeben. Das Turbinengehäuse besitzt Kanäle, die das Fluid zu einer Verbrennungskammer in dem Gehäuse leiten. Um ein gesteuertes Strömungsverhalten in dem Auslaßfluid im Hinblick auf wirksame Mischung und Zündung des Fluids in der Verbrennungskammer zu erhalten, wird häufig ein Diffusorsystem im Kanal zwischen dem Radialgebläse und der Verbrennungskammer verwendet.

Typischerweise weist der Diffusor zwei ringförmige radial sich erstreckende Wandungen auf, die einen Kanal für strömendes Fluid bilden, der entsprechend der gewünschten Strömungscharakteristik ausgebildet ist. Zusätzlich können sich Flügel guer in dem Kanal zwischen den radial ausgerichteten Oberflächen erstrecken, um die Richtung und Geschwindigkeit sowie das Fließprofil des Fluidstromes von dem Diffusor zu bestimmen. Das von dem Diffusor geschaffene Fließmuster kann aber modifiziert oder zerstört werden, wenn der Kanal seine Richtung ändert.

Wenn demnach die Verbrennungskammer nicht radial nach außen von dem Diffusorkanal angeordnet ist, wird die Turbine nicht so effektiv betrieben, als dies durch die Einfügung des radialen Diffusors beabsichtigt ist.

Demgemäß würde es bei der Auslegung einer Turbine, die in einem engen Turbinengehäuse unterzubringen ist, vorteilhaft sein, die Verbrennungskammer axial stromab von dem Radialgebläse unterzubringen, um eine Turbine mit einer minimalen Breite zu schaffen. In

einem solchen Fall versteht es sich, daß das von dem Radialgebläse abgegebene Fluid axial zur Verbrennungskammer geleitet werden muß. Während dieser Weitergabe zur Verbrennungskammer würde es vorteilhaft sein, zusätzliche Einrichtungen zur Steuerung und Lenkung des Fluidstromes in die Verbrennungskammer zu schaffen, so daß das Fluid gut verteilt in die Verbrennungskammer eintritt. Diese Steuerung wird durch Konstruktionen mit Drallplatten in den Wänden des Verbrennungsgehäuses bekanntermaßen gelöst. In einer solchen Einrichtung muß die Verbrennungskammer in spezieller Weise konstruiert sein, was zu den Kosten und Komplexität der Turbinenkonstruktion beiträgt. Andererseits könnten auch die Gehäusewände zur Bestimmung der Strömungskanäle speziell gestaltet sein, um Diffusoreinrichtungen einzuschließen, welche dann im wesentlichen die Kosten und die Komplexität des Turbinenmotors erhöhen würden.

Die Erfindung überwindet die oben beschriebenen Nachteile, indem ein Diffusorsystem mit einem einstückigen Gußstück geschaffen wird, welches einen radialen Oberflächenteil und einen axialen Oberflächenteil einschließt, die mit der Einlaßstruktur und den Gehäusewandungen zur Bestimmung von radialen und axialen Kanälen in einer Turbinengehäusekonstruktion zusammenarbeiten. Vorzugsweise besitzen sowohl der radiale Oberflächenteil als auch der axiale Oberflächenteil Flügel zur Ausrichtung des Stromes, die integral mit dem gegossenen Gehäuse hergestellt worden sind. Darüber hinaus ist das gegossene Gehäuse an der Einlaßstruktur befestigt und weist eine ringförmige zentrale Nabe auf, so daß das gegossene Gehäuse in das Turbinengehäuse und die Turbinenwelle geschoben werden kann und so an richtiger Stelle montiert werden kann.

Das einstückige gegossene Gehäuse weist im großen und ganzen eine ringförmige Nabe mit einer inneren Bohrung auf, die durch geeignete Flächen zur Aufnahme von Lagern für die Turbinenwelle versehen ist. Die äußere

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Oberfläche der Nabe weist Einrichtungen oder Öffnungen zur Verbindung mit einer Kühl- oder Schmierleitung auf, wodurch der im Inneren der Nabe angeordnete Mechanismus geeignet gekühlt und geschmiert werden kann. In jedem Fall erstreckt sich ein radialer Flansch radial nach außen von der ringförmigen Nabe und schließt eine radial ausgerichtete Oberfläche außerhalb der ringförmigen Nabe ein. Eine axial ausgerichtete Oberfläche erstreckt sich nach rückwärts von der radial gerichteten Oberfläche am äußersten Ende dieser radial gerichteten Oberfläche. Diffusorflügel sind vorzugsweise integral mit der radial gerichteten Oberfläche gegossen und erstrecken sich axial nach außen von dieser. In ähnlicher Weise erstrecken sich von der axial gerichteten Oberfläche Flügel radial nach außen. Die äußeren Enden der Diffusorflügel liegen an Teilen der Turbinengehausewandung an und bestimmen die Strömungsmittelkanäle zwischen dem gegossenen Gehäuse und den Turbinenwandungen mit Einrichtungen zur Steuerung des Fluidstromes, der von dem Radialgebläse zu der Verbrennungskammer der Turbine geliefert wird. Die vorliegende Erfindung schafft somit ein Kompressordxffusorsystem mit einer radialen Diffusorkonstruktion, die auch eine Einrichtung zur Bildung eines axialen Kanals zu einer Verbrennungskammer einschließt, die im axialen Abstand von dem Radialgebläse angeordnet ist. Die Konstruktion ist deshalb speziell zur Anwendung in kleinen Turbinen geeignet. Da zusätzlich die Diffusorflügel zusammen mit den Oberflächen zur Bildung von Fluidkanälen im Gehäuse hergestellt worden sind, wird die komplexe und zeitaufwendige Montage von getrennt hergestellten und bearbeiteten Diffusorflügein vermieden. Da zusätzlich das gegossene Gehäuse axiale Diffusorflügel einschließt, kann ein entsprechendes Drall- oder Antidrallteil in den Fluidstrom zur Verbrennungskammer eingefügt werden, ohne daß die Notwendigkeit für eine komplizierte Konstruktion der Wandungen der Verbrennungskammer not-

wendig wäre.

Nachfolgend wird ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung im Zusammenhang mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:

Fig. 1 eine Vorderansicht eines radialen Diffusorgußstückes gemäß Erfindung ;

Fig. 2 einen Schnitt entlang der Linie 2-2 in Fig. 1 sowie mit angrenzenden Teilen der Turbine und

Fig. 3 eine Ansicht entsprechend Pfeilen 3-3 in Fig. 1 auf einen Teil der Vorrichtung.

Es wird zunächst auf Fig. 2 Bezug genommen. Eine Turbine 12 beinhaltet einen Zentrifugalkompressor 14 mit Kompressorflügel 16, die an der Turbinenwelle 18 befestigt sind und sich mit dieser drehen. Der Kompressor 14 ist innerhalb des Einlasses 19 angeordnet, der einen gekrümmten Teil 20 entsprechend im gekrümmten äußeren Rand der Flügel 16 aufweist. Radial nach außen setzt sich der Einlaß in einer ebenen Fläche 22 fort, die sich radial auswärts von den Spitzen der Endstufe der Kompressorflügel 16 erstrecken. Ein äußeres Turbinengehäuse 15 weist am äußersten des Wandteils 22 einen sich axial erstreckenden Wandteil 24 auf, der sich nach hinten zu der Verbrennungskammer 26 erstreckt, die durch entsprechende Gehäusewände 28 begrenzt wird. Während die Turbine 12 einen Zentrifugalkompressor 14 aufweist, um den Vorteil der Druckerhöhung infolge zentrifugaler Kräfte auf das Strömungsmittel in der Turbine auszunutzen, ist die Verbrennungskammer 26 axial von dem Zentrifugalkompressor 14 angeordnet, um das Turbinengehäuse 15 schmal zu machen und eine kompakte Turbinenkonstruktion zu schaffen. Der Zentrifugalkompressor 14 steht in strömungsmäßiger Verbindung mit der Kompressorkammer über Kanäle, die durch ein gegossenes Gehäuse 30 gebildet werden.

Das gegossene Gehäuse 30 ist aus einem Stück gegossen, in welchem alle bedeutsamen Teile integral mit der Gehäusewandung gegossen sind und danach mit den geeigneten Toleranzen auf die erforderliche Oberflächen-

gute bearbeitet sind. Das gegossene Gehäuse 30 weist eine ringförmige Nabe 32 und einen radialen Flansch 34 auf, der sich radial nach außen von der Nabe erstreckt. Die Nabenwandung ist mit geeigneten Flächen 36 zur Aufnähme von Lagern versehen, um die Nabe an der sich drehenden Turbinenwelle 18 zu lagern bzw. ein Zwischenlager für die Turbinenwelle zu bilden. Die Nabe 32 weist ferner Schmierkanäle 38 und 40 zur Zuführung von Schmier- und Kühlmittel zu dem eigentlichen Lager sowie einen oder mehrere Abführungskanäle 42 auf. Das gegossene Gehäuse 30 ist am Einlaß 19 der Turbine 12 befestigt, wie im einzelnen beschrieben wird.

Der radiale Flansch 34 des gegossenen Gehäuses 30, welches ein Diffusorglied darstellt, weist ein konisches Teil 40 auf, welches sich radial auswärts vom Rand der Nabe 32 erstreckt und einen Winkel bildet, so daß das äußere Ende im axialen Abstand von der Nabe 32 zu liegen kommt. Am äußersten Ende des konischen Wandteils 44 erstreckt sich ein Wandteil 46 des Flansches 34 radial nach außen und weist eine ebene im wesentlichen ringförmige Wandoberfläche 48 auf, die nach vorwärts schaut, gesehen von der Nabe 32. Der radiale Wandteil 36 ist am äußersten Ende mit einem axial sich erstreckenden zylindrischen Wandteil 50 verbunden, die eine äußere Wandoberfläche 52 besitzt, die sich axial zu der Nabe erstreckt und radial nach außen schaut. Die ringförmige Wandfläche 48 erstreckt sich radial nach außen und außerhalb des Auslasses der letzten Kompressorstufe 16, wie am besten aus Fig. 2 ersichtlich, und bildet zusammen mit der Wandung 22 des Einlasses einen dazwischen liegenden radialen Diffusorkanal 56. Der sich axial erstreckende Oberflächenteil 52 erstreckt sich von dem radialen Diffusorkanal 56 zu der Verbrennungskammer 26 und bildet zusammen mit der Oberfläche 24 der Turbinengehäusewandung einen dazwischen liegenden Kanal 58, der in strömungsmäßiger Verbindung mit der Verbrennungskammer 26 steht.

Eine Mehrzahl von Diffusorflügein 60 sind integral auf der ringförmigen Oberfläche 48 gebildet. Wie am besten aus Fig. 1 hervorgeht, sind die Diffusorflügel 60 im Sinne eines aerodynamischen Profils gestaltet, wodurch die Strömungscharakteristik des vom Auslaß des Zentrifugalkompressors 14 abgegebenen Fluids bestimmt wird. Da die Diffusorflügel 60 integral mit der Oberfläche 48 hergestellt worden sind und sich von dieser erstrecken, vermeidet die Konstruktion die Notwendigkeit der Abdichtung und der sonstigen mechanischen Verbindung des Diffusors mit der Seitenwandung des radialen Diffusorkanais 56. Es versteht sich, daß auch andere abweichende Ausbildungen der Flügel im Schutzumfang der vorliegenden Erfindung liegen.

Eine Mehrzahl von Diffusorflügein 62 sind integral mit der sich axial erstreckenden Oberfläche 52 hergestellt worden und erstrecken sich radial nach außen von dieser Oberfläche. Wie am besten aus Fig. 3 hervorgeht , sind die Diffusorflügel 62 als gekrümmte Wandteile gegossen, um den Drall infolge der radialen Diffusorflügel zu reduzieren, wobei die Strömung des in die Verbrennungskammer 26 eingeführten Fluids gerade ausgerichtet wird. Es versteht sich aber, daß zahlreiche andere Ausbildungsformen der Flügel auch benutzt werden können. Die äußeren Endoberflächen der Flügel 60 und 62 berühren in abdichtender Weise die Wandoberflächen 22 bzw. 24 der Einlaßstruktur bzw. des Turbinengehäuses. Die Diffusorkanäle 56 und 58 bilden so einen geschlossenen Kanal zwischen dem Auslaß des Zentrifugalkompressors 14 und der Verbrennungskammer 26. Geeignete Einrichtungen sind vorgesehen, um das Diffusorglied 30 an der vorgesehenen Stelle in der Turbine zu befestigen. Beispielsweise ist eine Mehrzahl von axialen Durchgangsbohrungen 61 in den Flügeln 60 gebildet und Bolzen können durch diese Durchgangsbohrungen 61 gesteckt und an der Einlaß-

struktur 19 befestigt werden, um so das gegossene Gehäuse 30 in der Turbine zu sichern. Die Oberflächen der Diffusorflügel 60, 62 als auch die Oberflächen 48 und 52 werden durch Bearbeitung auf geeignete Oberflächengüte gebracht, nachdem das gesamte Glied 30 gegossen worden ist.

Nach Beschreibung der strukturellen Merkmale wird nunmehr die Betriebsweise der Vorrichtung erläutert. Sobald der Zentrifugalkompressor auf der Turbinenwelle montiert worden ist und die Lager in der Nabe 32 befestigt worden sind, wird das gegossene und bearbeitete Diffusorglied 30 über die Turbinenwelle 18 gestülpt und in seine richtige Lage verschoben, so daß die radial ausgerichtete Ringfläche 48 in vorbestimmtem Abstand von der Wandoberfläche 22 des Einlasses zu stehen kommt und der dazwischen liegende radial Diffusorkanal 56 bestimmt wird, der mit dem Auslaß der letzten Stufe 16 des Kompressors in Verbindung steht. Gleichzeitig nimmt die sich axial erstreckende Oberfläche 52 einen bestimmten Abstand von der Wandoberfläche 24 des Turbinengehäuses ein und bestimmt einen Strömungsmittelkanal zwischen dem radialen Diffusorkanal 56 und der Verbrennungskammer 26. In der bevorzugten Ausführungsform sorgen die Breite der Diffusorflügel 60 und 62 für die vorgesehenen Abstände zwischen den Wandoberflächen. Es versteht sich, daß die Befestigung des gegossenen Gehäuses 30 an dem Einlaßgehäuse eine starre Stütze für die Turbinenwelle in der Nabe 32 schafft. Die Nabe 32 kann auch mit dem Turbinengehäuse verschraubt werden, wie durch Flansche 66, die/Bohrungen versehen sind, in Fig. 1 angedeutet ist.

Die Erfindung schafft somit ein leichtgewichtiges Diffusorsystem einschließlich einer Einrichtung zur axialen Lenkung von Fluid vom Kompressor in die Verbrennungskammer einer kleinen Turbine, bei welcher die Verbrennungskammer in einer Lage im axialen Abstand von dem Zentrifugalkompressor angeordnet ist. Da das gegossene Gehäuse 30 in einem Stück hergestellt worden ist, ist es im wesentlichen weniger komplex einzubauen als zuvor

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bekannte zweistufige Diffusoren. Da zusätzlich die Diffusorflügel auf einer der peripheren Oberflächen der Diffusorkanäle gebildet sind, wird die getrennte Herstellung und komplexe Montage von individuellen Flügeln vermieden. Trotzdem können die Diffusorflügel entsprechend dem vorgesehenen Profil innerhalb der vorgesehenen Toleranzen bearbeitet werden. Zusätzlich bietet das gegossene Gehäuse 30 eine zusätzliche Stütze für die Turbinenwelle, da ein Zwischenlager gebildet wird, und dient so zur weiteren Gewichtsverringerung der Trägerstruktur der Turbinenwelle innerhalb des Turbinengehäuses.

Claims

Teledyne Industries Inc.
1901 Avenue of the Stars
Los Angeles, CA 9006 7, USA

Patentansprüche

Turbine mit einem Radialverdichter (16), der an einer Turbinenwelle (18) befestigt und innerhalb eines Turbinengehäuses (15) angeordnet ist, mit folgenden Merkmalen: ein einstückiges Gießteil (30) weist

eine ringförmige Nabe (32) zur Aufnahme der Turbinenwelle (18) und

einen Flanschteil (34) auf, der sich radial von der Nabe (32) erstreckt und einen radial sich erstreckenden Oberflächenteil (48) und einen axial sich erstreckenden Oberflächenteil (52) am äußersten Ende des radial sich erstreckenden Oberflächenteils aufweist.
2. Turbine nach Anspruch 1,

dadurch gekennzeichnet, daß eine Mehrzahl von ersten DißEusorflügein (60) auf dem radial ausgerichteten Oberflächenteil (48) angeordnet sind.
3. Turbine nach Anspruch 1 oder 2,

dadurch gekennzeichnet, daß eine Mehrzahl von zweiten Diffusorflügein (62) auf dem axial ausgerichteten Oberflächenteil (52) angeordnet sind.
4. Turbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der radial sich erstreckende Oberflächenteil (48) von einem Ende der ringförmigen Nabe (32) im axialen Abstand angeordnet ist und daß das Flanschteil (34) einen Konus (44) aufweist, der sich zwischen dem innersten Ende

Sonnenberger Straße 43 6200 Wiesbaden Telefon 06121-562943/561998 Telex 4186237 Tetefax (GII) 06121-567209 Telegramme Patentconsult RadeckestraBe 43 8000 München 60 Telefon 089-883603 Telex 5212313 Telefax 089-8344618 Telegramme Patentconstult

des radial ausgerichteten Oberflächenteils (48) und der Nabe (32) erstreckt.
5. Turbine nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Diffusorflügel eine aerodynamische Gestaltung bzw. Tragflügelprofil aufweisen.
6. Turbine nach Anspruch 3,

dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Diffusorflügel (62) als gekrümmte Wandungen ausgebildet sind, die an dem axial ausgerichteten Oberflächenteil (52) befestigt sind.
7. Turbine nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Turbinengehäuse einen Einlaß (14) und Einrichtungen zur Befestigung des Diffusorgliedes als gegossenes Gehäuse (30) an den Einlaß (14) des Turbinengehäuses über die Einlaßstruktur aufweist.
8. Turbine nach Anspruch 7,

dadurch gekennzeichnet, daß eine Mehrzahl von ersten Diffusorflügein (60) an dem radial ausgerichteten Oberflächenteil (48) gebildet sind und daß die Befestigungseinrichtung Durchgangsbohrungen (61) durch die ersten Diffusorflügel (60) aufweist.
9. Verfahren zur Herstellung eines Diffusorgehäuses mit folgenden Schritten:

Gießen eines einstückigen Gußstückes (30) mit einer ringförmigen Nabe (32) und einem integralen radialen Flansch (34), der sich radial auswärts von der Nabe erstreckt, wobei der radiale Flansch einen radial sich erstreckenden Oberflächenteil (48) und ein axial sich erstreckendes Oberflächenteil (52) am äußersten Ende des radial sich erstreckenden Oberflächenteils aufweist.
10. Turbine nach Anspruch 8,

dadurch gekennzeichnet, daß Diffusorflügel auf den radial sich erstreckenden Oberflächenteil (48) durch Gießen dieser Flügel integral mit dem radial sich erstreckenden Oberflächenteil hergestellt worden sind.
11. Turbine nach Anspruch 8,

dadurch gekennzeichnet, daß die Diffusorflügel (62) auf dem axial sich erstreckenden Oberflächenteil (52) durch

Gießen integral mit dem axial sich erstreckenden Oberflächenteil (52) hergestellt worden sind.