RU151769U1 - Сопловой аппарат турбины высокого давления - Google Patents
Сопловой аппарат турбины высокого давления Download PDFInfo
- Publication number
- RU151769U1 RU151769U1 RU2014104825/06U RU2014104825U RU151769U1 RU 151769 U1 RU151769 U1 RU 151769U1 RU 2014104825/06 U RU2014104825/06 U RU 2014104825/06U RU 2014104825 U RU2014104825 U RU 2014104825U RU 151769 U1 RU151769 U1 RU 151769U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- distance
- axis
- shelf
- pressure turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Сопловой аппарат турбины высокого давления, содержащий перо лопатки, ограниченное входной и выходной кромками, наружную и внутреннюю полки, установленные на конструктивном расстоянии от оси турбины, отличающийся тем, что на уровне выходной кромки пера отношение расстояния от оси турбины до наружной полки R1 к расстоянию от оси турбины до внутренней полки R2 составляет R1/R2=1,165…1,190.
Description
Предложение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах, более конкретно относится к конструкциям сопловых лопаток турбин высокого давления.
Наиболее близким по технической сущности является сопловой аппарат турбины высокого давления, содержащий перо лопатки, ограниченное входной и выходной кромками, наружную и внутреннюю полки, установленные на конструктивном расстоянии от оси турбины, В известной конструкции двухступенчатой турбины, отношение расстояния от оси турбины до наружной полки R1 к расстоянию от оси турбины до внутренней полки R2 составляет R1/R2=1,35.
(см. Г.С. Скубачевский, Авиационные газотурбинные двигатели, Конструкция и расчет деталей,, Москва. «Машиностроение» 1974 г с.113.),
Такие турбины относятся к авиационным двигателям 3-его поколения, в которых температура перед турбиной Т3* менее 700К. при КПД около 0,8.
В современных высокотемпературных турбинах (где Т3* более 700К) увеличивается теплоперепад на ступени, поэтому стремление сохранить оптимальным значение U/Сад (относительную окружную скорость) приводит к росту окружной скорости колеса, что затрудняет прочностную доводку турбин высокого давления при больших высотах лопатки R1/R2=1,35.
Задача предложения - создать проточную часть турбин высокого давления с оптимальным КПД для высокотемпературных двигателей (с температурой Т3* до 2000К.)
Ожидаемый технический результат достижение оптимального термического КПД, уменьшение габаритов и массы.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном сопловом аппарате турбины высокого давления, содержащем перо лопатки ограниченное входной и выходной кромками, наружную и внутреннюю полки, установленные на конструктивном расстоянии от оси турбины, по предложению, на уровне выходной кромки пера отношение расстояния от оси турбины до наружной полки R1 к расстоянию от оси турбины до внутренней полки R2 составляет R1/R2=1,165…1,190.
Сущность предложения заключается в том, что проточная часть в районе выходной кромки лопатки соплового аппарата выполняется в соотношении внутреннего радиуса R1 наружной полки к наружному радиусу R2 внутренней полки в пределах R1/R2=1,165…1,190. Данное соотношение радиусов оптимально для авиационных двигателей среднего класса.
При увеличении соотношения R1/R2 более 1,190 увеличивается высота сопловой лопатки и высота рабочей лопатки, что приводит к увеличению расхода воздуха на охлаждение и увеличению веса и удельного расхода топлива.
При уменьшении соотношения R1/R2 менее 1,165 высота сопловой и рабочей, лопаток уменьшается, что уменьшает расход воздуха на охлаждение лопаток. Но для того чтобы получить заданную тягу и пропустить требуемый расход газа через сопловые и рабочие лопатки необходимо увеличить одновременно R1 и R2, что приведет к повышению металлоемкости.
На фиг. показана проточная часть сопловой лопатки турбины высокого давления.
Сопловой аппарат турбины высокого давления состоит из пера лопатка 1 с выходной кромкой 2, наружной полкой 3 с внутренним радиусом газового тракта R1 и внутренней полки 4. Газовый тракт образуют внутренний радиус R1 наружной полки 3 и наружный радиус R2 внутренней полки 4. Конструкция газового тракта для двигателей среднего класса с температурой Т3*=700÷2000К должна иметь соотношение R1/R2=1,165…1,190.
При работе двигателя газовый поток проходит в канале, образованном спинкой и корытом пера 1 и наружной 3 и внутренней 4 полками. При отношении в турбине расстояния от оси турбины до наружной полки R1, к расстоянию от оси турбины до внутренней полки R2 на уровне выходной кромки 2 пера лопатки R1/R2, в интервале 1,16…1,20, конструкция аппарата обеспечивает поворот потока газа с минимальными потерями и с оптимальным натеканием на рабочие лопатки ротора турбины, что позволяет получить оптимальный КПД и металлоемкость двигателя.
Использование предложения позволяет оптимизировать термический КПД двигателя за счет увеличения температуры газа и степени его сжатия и улучшить удельные параметры за счет уменьшения габаритов, массы, сокращения количества ступеней сжатия и лопаток.
Claims (1)
- Сопловой аппарат турбины высокого давления, содержащий перо лопатки, ограниченное входной и выходной кромками, наружную и внутреннюю полки, установленные на конструктивном расстоянии от оси турбины, отличающийся тем, что на уровне выходной кромки пера отношение расстояния от оси турбины до наружной полки R1 к расстоянию от оси турбины до внутренней полки R2 составляет R1/R2=1,165…1,190.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014104825/06U RU151769U1 (ru) | 2014-02-12 | 2014-02-12 | Сопловой аппарат турбины высокого давления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014104825/06U RU151769U1 (ru) | 2014-02-12 | 2014-02-12 | Сопловой аппарат турбины высокого давления |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU151769U1 true RU151769U1 (ru) | 2015-04-20 |
Family
ID=53297173
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014104825/06U RU151769U1 (ru) | 2014-02-12 | 2014-02-12 | Сопловой аппарат турбины высокого давления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU151769U1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2618990C2 (ru) * | 2015-11-05 | 2017-05-11 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Сопловой аппарат турбины высокого давления |
RU174862U1 (ru) * | 2016-12-13 | 2017-11-08 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Сопловой аппарат турбины |
-
2014
- 2014-02-12 RU RU2014104825/06U patent/RU151769U1/ru active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2618990C2 (ru) * | 2015-11-05 | 2017-05-11 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Сопловой аппарат турбины высокого давления |
RU174862U1 (ru) * | 2016-12-13 | 2017-11-08 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Сопловой аппарат турбины |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2013125140A (ru) | Нагнетательная система для газотурбинной системы, газотурбинная система и способ работы газовой турбины | |
RU2012101096A (ru) | Лопатка с аэродинамическим профилем для осевой турбомашины | |
SA515360767B1 (ar) | تركيبة منع تسرب تتضمن فجوات بجانب يتجه إلى الخارج بشكل قطري لمنصة بمحرك تربين غاز | |
SA515360472B1 (ar) | جناح زاوية شفرة توربين بنتوءات ضخ | |
EP2685065A3 (en) | A gas turbine engine | |
RU151769U1 (ru) | Сопловой аппарат турбины высокого давления | |
EP3483395A3 (en) | Inter-turbine ducts with flow control mechanisms | |
RU2013104194A (ru) | Газотурбинная установка и компрессорная секция газотурбинной установки (варианты) | |
EP2639404A1 (en) | Exhaust diffuser for a turbine | |
EP3418496A3 (en) | A rotor blade for a turbomachine | |
JP2014214649A (ja) | 多段圧縮機 | |
KR101595996B1 (ko) | 가변 냉각 유로를 구비한 가스터빈 | |
RU144047U1 (ru) | Лопатка регулируемого входного направляющего аппарата | |
RU121524U1 (ru) | Радиальная турбина | |
RU2443882C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
RU2550224C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
Chang et al. | Numerical investigation of base-setting of stator’s stagger angles for a 15-stage axial-flow compressor | |
RU161058U1 (ru) | Охлаждаемая лопатка турбины газотурбинного двигателя | |
Zhang et al. | Performance improvement of a centrifugal compressor stage by using different vaned diffusers | |
RU87748U1 (ru) | Рабочее колесо газовой турбины | |
RU2382892C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
Park et al. | A numerical study on the performance improvement of guide vanes in an axial-flow pump | |
RU157591U1 (ru) | Композиционный направляющий аппарат | |
Chen et al. | Performance of an open ducted type very low head cross-flow turbine | |
RU143574U1 (ru) | Устройство демпфирования колебаний рабочих лопаток вентилятора газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD9K | Change of name of utility model owner |