RU2135780C1

RU2135780C1 - Axial-flow turbine stage

Info

Publication number: RU2135780C1
Application number: RU96121487A
Authority: RU
Inventors: Н.Н. Гудков; А.О. Лопатицкий; Ю.Н. Неженцев; Л.А. Озернов
Original assignee: Ленинградское общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод"
Priority date: 1996-11-05
Filing date: 1996-11-05
Publication date: 1999-08-27

Abstract

FIELD: turbine manufacture. SUBSTANCE: turbine stage has nozzle assembly, runner with shroud, and above-the-shroud seal with annular ridges. Deflector plate rack is installed past annular ridges. Front edges of rack plates are located above shroud as close as possible to rear annular ridge of above-the- shroud seal along flow. Inner diameter of rack portion downstream of shroud is between outer diameter of runner blades and outer diameter of shroud. EFFECT: reduced leakage through above-the-shroud seal. 3 dwg

Description

Изобретение относится к области турбиностроения, а его объектом является ступень осевой паровой или газовой турбины, состоящая из соплового аппарата и рабочего колеса. The invention relates to the field of turbine engineering, and its object is a stage of an axial steam or gas turbine, consisting of a nozzle apparatus and an impeller.

Известна ступень осевой турбины с обандаженным рабочим колесом и надбандажным уплотнением, служащим для ограничения протечек рабочего тела через надбандажный зазор. Ограничение протечки рабочего тела осуществляется путем дросселирования в кольцевых гребешках, установленных на статорной части ступени или на бандаже рабочего колеса [1]. Однако даже при наличии уплотнения в такой ступени, величина надбандажной протечки в ней относительно велика, что снижает мощность ступени из-за уменьшения количества рабочего тела, проходящего через ее рабочие лопатки. При этом поток в надбандажном пространстве и на выходе сохранияет в основном закрутку, определяемую закруткой потока в сопловом аппарате этой ступени. Его отклонение от осевого направления может достигнуть 70^o [2]. В результате этого поток надбандажной протечки натекает на сопловую решетку последующей ступени под большим углом атаки, что приводит к снижению ее экономичности.A known step of an axial turbine with a cuffed impeller and an over-band seal, used to limit leakages of the working fluid through the over-band gap. The limitation of the leakage of the working fluid is carried out by throttling in annular scallops mounted on the stator part of the stage or on the bandage of the impeller [1]. However, even if there is a seal in such a stage, the size of the over-leakage leakage in it is relatively large, which reduces the power of the stage due to a decrease in the amount of working fluid passing through its working blades. In this case, the flow in the over-retaining space and at the outlet retains mainly the swirl determined by the swirl of the flow in the nozzle apparatus of this stage. Its deviation from the axial direction can reach 70 ^o [2]. As a result, the flow of over-flowing leakage flows onto the nozzle grate of the next stage at a large angle of attack, which leads to a decrease in its economy.

Недостаточная эффективность указанных надбандажных уплотнений привела к разработке новых решений, направленных как на уменьшение величины самой надбандажной проточки, так и на уменьшение ее негативного влияния на экономичность последующих ступеней турбины. Так, известна ступень осевой турбины с надбандажным уплотнением, в котором помимо кольцевых гребешков на внешней периферии каждой лопатки установлен профилированный выступ, который отклоняет рабочее тело, протекающее через надбандажное уплотнение, обратно в сторону высокого давления [3]. Такое решение позволяет сократить надбандажную протечку. Однако его использование требует дополнительных затрат энергии, связанных с работой профилированных выступов, величина которой может оказаться больше, чем увеличение выработки энергии благодаря уменьшению величины протечки. The insufficient efficiency of these over-seal seals has led to the development of new solutions aimed both at reducing the size of the over-bore groove itself and at reducing its negative impact on the efficiency of subsequent turbine stages. Thus, a step of an axial turbine with an over-seal is known, in which, in addition to the annular combs, a profiled protrusion is installed on the outer periphery of each blade, which deflects the working fluid flowing through the over-seal, back to the high pressure side [3]. This solution reduces the over-leakage leakage. However, its use requires additional energy costs associated with the operation of profiled protrusions, the value of which may be greater than the increase in energy production due to a decrease in leakage.

Наиболее близким аналогом настоящего изобретения по конструкционным признакам является ступень проточной части осевой турбины, которая содержит сопловый аппарат турбины, рабочее колесо с бандажом, надбандажное уплотнение с кольцевыми гребешками и установленную за ними решетку дефлекторных пластин [4] . В таком известном устройстве решетка дефлекторных пластин, установленных между рабочим колесом одной ступени и сопловым аппаратом последующей ступени, выполняет, по существу, функцию направляющего аппарата, обеспечивающего безударный вход потока надбандажной протечки в сопловый аппарат последующей ступени. Влияние же указанной решетки на величину надбандажной протечки незначительно, т. к. на пути от усика надбандажного уплотнения до входа в решетку дефлекторных пластин, расположенных за бандажом рабочего колеса, струя потока надбандажной протечки расширяется, скорость ее падает, а потому потери давления в потоке протечки при обтекании им этой решетки дефлекторных пластин малы. Кроме того, поскольку в ближайшем аналоге диаметр внутреннего обвода решетки дефлекторных пластин задан в диапазоне, при котором она входит в зону, занятую основным потоком рабочего тела, возможно негативное воздействие этой решетки на основной поток. The closest analogue of the present invention in terms of design features is the stage of the flow part of the axial turbine, which contains the nozzle apparatus of the turbine, the impeller with a bandage, an over-band seal with ring scallops and a deflector plate grid installed behind them [4]. In such a known device, the lattice of deflector plates installed between the impeller of one stage and the nozzle apparatus of the next stage, performs essentially the function of a guide apparatus that provides an unobtrusive entry of the over-flow leakage stream into the nozzle apparatus of the next stage. The influence of this lattice on the size of the over-leakage leakage is insignificant, since on the way from the antennae of the over-seal seal to the entrance of the deflector plates located behind the impeller bandage, the stream of the flow of the overflow leakage expands, its velocity decreases, and therefore the pressure loss in the leakage flow when it flows around this lattice, the deflector plates are small. In addition, since in the closest analogue the diameter of the inner contour of the grating of the deflector plates is set in the range at which it enters the zone occupied by the main flow of the working fluid, a negative effect of this grating on the main flow is possible.

В основу настоящего изобретения была поставлена задача создания ступени осевой турбины, в которой было бы обеспечено увеличение сопротивления в тракте надбандажной протечки и тем самым уменьшение ее величины. The basis of the present invention was the task of creating a stage of an axial turbine, which would provide an increase in resistance in the path of over-leakage leakage and thereby reduce its value.

Эта задача решается в ступени осевой турбины, содержащей сопловый аппарат, рабочее колесо с бандажом, надбандажное уплотнение с кольцевыми гребешками и установленную за ним решетку дефлекторных пластин, в которой, в соответствии с сущностью настоящего изобретения, решетка дефлекторных пластин выполнена и установлена так, что передние кромки ее пластин расположены в надбандажном пространстве возможно ближе к заднему по ходу потока кольцевому гребешку надбандажного уплотнения, а внутренний диаметр части решетки, расположенной за бандажом, находится в пределах между наружным диаметром рабочих лопаток и наружным диаметром бандажа. This problem is solved in the stage of an axial turbine containing a nozzle apparatus, an impeller with a bandage, an over-retaining seal with annular scallops and a deflector plate grid installed behind it, in which, in accordance with the essence of the present invention, the deflector plate grill is made and installed so that the front the edges of its plates are located in the over-band space as close as possible to the annular comb of the over-band seal, as far as the back of the flow, and the inner diameter of the part of the grating located behind the gang th it is in the range between the outer diameter of rotor blades and the outer diameter of the shroud.

При таком выполнении ступени турбомашины поток надбандажной протечки с высокой скоростью, близкой к скорости его прохождения над задним кольцевым гребешком надбандажного уплотнения, и под большим углом атаки входит в решетку дефлекторных пластин, а поэтому прохождение через эту решетку сопровождается большими затратами энергии потока надбандажной протечки. В результате этого увеличивается сопротивление в тракте прохождения надбандажной протечки, а следовательно уменьшается и ее величина. При этом такой результат достигается при указанном внутреннем диаметре решетки дефлекторных пластин, что устраняет негативное влияние этой решетки на основной поток рабочего тела. With such a stage of the turbomachine, the flow of the over-leakage leak at a high speed close to the speed of its passage above the rear annular scallop of the over-seal and at a large angle of attack enters the grating of the deflector plates, and therefore the passage through this grate is accompanied by high energy costs of the flow of the over-leakage. As a result of this, the resistance in the passage through the over-leakage leak increases, and therefore its value decreases. Moreover, this result is achieved with the indicated internal diameter of the grating of the deflector plates, which eliminates the negative effect of this grating on the main flow of the working fluid.

Сущность настоящего изобретения поясняется следующим далее подробным описанием одного из примеров его реализации, изображенного на прилагаемых чертежах, на которых:
- фиг. 1 показывает продольный разрез ступени осевой паровой турбины, выполненной согласно изобретению;
- фиг. 2 - разрез по А-А на фиг. 1 решетки дефлекторных пластин;
- фиг. 3 - график, показывающий изменение величины надбандажной протечки в зависимости от расстояния между задним кольцевым гребешком уплотнения и передней кромкой пластин дефлекторной решетки.The essence of the present invention is illustrated by the following detailed description of one of the examples of its implementation depicted in the accompanying drawings, in which:
- FIG. 1 shows a longitudinal section through a stage of an axial steam turbine according to the invention;
- FIG. 2 is a section along AA in FIG. 1 lattice deflector plates;
- FIG. 3 is a graph showing a change in the size of the over-leakage leakage depending on the distance between the rear annular seal ridge and the leading edge of the deflector plate plates.

На чертежах - фиг. 1 и 2 изображена ступень осевой паровой турбины, которая содержит последовательно расположенные сопловой аппарат 1 и рабочее колесо 2 с бандажом 3. На бандаже 3 выполнены кольцевые гребешки 4, образующие надбандажное уплотнение. За этим уплотнением расположена установленная в обойме 5 решетки дефлекторных пластин 6. In the drawings, FIG. 1 and 2 show the stage of an axial steam turbine, which contains a nozzle apparatus 1 and a rotor 2 with a bandage 3 arranged in series. On the bandage 3, annular scallops 4 are made forming an over-band seal. Behind this seal is located in the holder 5 of the lattice of the deflector plates 6.

Решетка дефлекторных пластин 6 расположена так, чтобы передние кромки пластин 6 располагались в надбандажном пространстве рабочего колеса 2 возможно ближе к заднему по ходу потока кольцевому гребешку 4. Указанная возможность коррелируется как с величинами относительных продольных тепловых расширений ротора и статора цилиндра паровой турбины, так и с общеизвестными конструктивными требованиями. The lattice of the deflector plates 6 is located so that the leading edges of the plates 6 are located in the over-retaining space of the impeller 2 as close as possible to the annular scallop 4, which is in the upstream direction. This possibility correlates both with the relative longitudinal thermal expansions of the rotor and stator of the steam turbine cylinder, and with well-known design requirements.

При этом, как и в ближайшем аналоге, достаточно существенное значение имеет шаг решетки дефлекторных пластин 6, который должен обеспечить эффективное взаимодействие потока надбандажной протечки с этой решеткой. По результатам экспериментальных исследований на модели типовых конструкций надбандажных уплотнений турбин АО ЛМЗ с установленными за ними решетками дефлекторных пластин согласно изобретению установлено, что оптимальным соотношением между шагом t решетки дефлекторных пластин 6 и их длиной b является следующее:
t/b < tgα,
где α - угол отклонения потока надбандажной протечки от осевого направления.At the same time, as in the closest analogue, the lattice spacing of the deflector plates 6 is quite significant, which should ensure the effective interaction of the over-flow leakage flow with this lattice. According to the results of experimental studies on a model of typical designs of over-retaining seals for turbines of JSC LMZ with deflector plates installed behind them according to the invention, it was found that the optimal ratio between the spacing t of the deflector plates 6 and their length b is as follows:
t / b <tgα,
where α is the angle of deviation of the overflow leakage flow from the axial direction.

Диаметр внутреннего обвода части решетки дефлекторных пластин, расположенной за рабочим колесом 2, в иллюстрируемом примере соответствует наружному диаметру лопаток рабочего колеса. Однако указанный диаметр может быть и несколько больше, однако не превышающим наружный диаметр бандажа 3 рабочего колеса 2. The diameter of the inner contour of the part of the grating of the deflector plates located behind the impeller 2, in the illustrated example, corresponds to the outer diameter of the blades of the impeller. However, the specified diameter may be somewhat larger, but not exceeding the outer diameter of the bandage 3 of the impeller 2.

Работа описанной ступени осевой паровой турбины осуществляется в соответствии с общеизвестными физическими законами. Вместе с тем в соответствии с изобретением происходит обтекание потоком надбандажной протечки решетки дефлекторных пластин 6, что сопровождается значительными потерями энергии этого потока, т. е. увеличенным сопротивлением тракта его прохождения, а следовательно, и уменьшением величины потока надбандажной протечки. The operation of the described stage of the axial steam turbine is carried out in accordance with well-known physical laws. At the same time, in accordance with the invention, a stream of over-bandage leakage flows around the grating of the deflector plates 6, which is accompanied by significant energy losses of this stream, i.e., an increased resistance of its passage path and, consequently, a decrease in the amount of over-bandage leakage.

На фиг. 3 представлены результаты экспериментального исследования, проведенного на модели, имитирующей в масштабе 2:1 типовую конструкцию надбандажного уплотнения турбин АО ЛМЗ с использованием настоящего изобретения при указанном выше оптимальном шаге t решетки дефлекторных пластин 6. In FIG. Figure 3 presents the results of an experimental study conducted on a model that imitates, on a 2: 1 scale, a typical design of an over-seal gas turbine seal for AO LMZ using the present invention at the above optimal step t of the array of deflector plates 6.

На графике, помещенном на фиг. 3, представлена в относительных величинах зависимость расхода β рабочего тела, протекающего через надбандажное уплотнение, от расстояния

между задним по ходу потока рабочего тела кольцевым гребешком 4 и передней кромкой дефлекторных пластин 6. Величина относительного расхода β представлена в виде отношения расхода G_упл. pабочего тела через надбандажное уплотнение с использованием настоящего изобретения к расходу G_o через такое же уплотнение без решетки дефлекторных пластин. Величина относительного расстояния

представлена в виде отношения абсолютного расстояния передних кромок дефлекторных пластин 6 от заднего кольцевого гребешка 4 к радиальному зазору δ_p в надбандажном уплотнении.In the graph of FIG. 3, the dependence of the flow rate β of the working fluid flowing through the over-band seal on distance is presented in relative values

between the annular comb 4, which is _rearward in the direction of flow of the working fluid, and the front edge of the deflector plates 6. The value of the relative flow rate β is presented as the flow ratio G _upl. the working body through the over-seal using the present invention to the flow rate G _o through the same seal without a grid of deflector plates. Relative distance

is presented as the ratio of the absolute distance of the leading edges of the deflector plates 6 from the rear annular scallop 4 to the radial clearance δ _p in the over-seal seal.

Представленный график демонстрирует существенность влияния положения передних кромок дефлекторных пластин 6 на величину протечки через надбандажное уплотнение. The presented graph demonstrates the significance of the influence of the position of the leading edges of the deflector plates 6 on the amount of leakage through the over-seal.

Источники информации
1. Трухний А.Д., Лосев С.М. Стационарные паровые турбины. - М.: 1981, с. 46-47, рис. 2.19.Sources of information
1. Trukhniy A.D., Losev S.M. Stationary steam turbines. - M.: 1981, p. 46-47, fig. 2.19.

2. Аэродинамические характеристики ступеней тепловых турбин. - Л.: 1980, с. 187, рис. VI.12. 2. Aerodynamic characteristics of the stages of thermal turbines. - L .: 1980, p. 187, fig. VI.12.

3. Патент США N 3575523, F 01 D 5/20, 1971. 3. US patent N 3575523, F 01 D 5/20, 1971.

4. Акц. заявка Японии N 61-33968, F 01 D 11/08, 1986. 4. Acc. Japanese application N 61-33968, F 01 D 11/08, 1986.

Claims

A step of an axial turbine comprising a nozzle apparatus, an impeller with a bandage, an over-retaining seal with annular scallops and a deflector plate grill behind them, characterized in that the deflector plate grill is made and installed so that the leading edges of its plates are located in the over-band space as close as possible to the rear scallop of the o-ring seal, and the inner diameter of the part of the grating located behind the bandage is in the range between the outer diameter of the blades ra wheel and outer diameter of the bandage.