RU2144986C1 - Turbomachine gas exhaust device - Google Patents
Turbomachine gas exhaust device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2144986C1 RU2144986C1 RU97118736A RU97118736A RU2144986C1 RU 2144986 C1 RU2144986 C1 RU 2144986C1 RU 97118736 A RU97118736 A RU 97118736A RU 97118736 A RU97118736 A RU 97118736A RU 2144986 C1 RU2144986 C1 RU 2144986C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- diffuser
- axial
- radial
- ratio
- gas exhaust
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбостроения и предназначено для использования в установках промышленного назначения. The invention relates to the field of turbine engineering and is intended for use in industrial installations.
Известна конструкция выхлопной системы судовой газотурбинной установки с устройством для выпуска газов из турбомашины с диффузором, имеющим наружный и внутренний обтекатели (1). A known design of the exhaust system of a ship gas turbine installation with a device for discharging gases from a turbomachine with a diffuser having external and internal fairings (1).
Однако из-за больших потерь полного давления выхлопных газов устройство имеет низкий коэффициент полезного действия. However, due to large losses of the total pressure of the exhaust gases, the device has a low efficiency.
Наиболее близким к заявляемому является устройство для выпуска газов из турбомашины с кольцевым диффузором, содержащим осевую и радиальную части, образованные соответственно наружной и внутренней стенками, при этом наружная стенка радиальной части выполнена в виде дуги окружности (2). Closest to the claimed is a device for the release of gases from a turbomachine with an annular diffuser containing axial and radial parts formed respectively by the outer and inner walls, while the outer wall of the radial part is made in the form of an arc of a circle (2).
Недостатком известного устройства является низкий КПД за счет больших потерь полного давления выхлопных газов. A disadvantage of the known device is its low efficiency due to large losses of the total pressure of the exhaust gases.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении КПД устройства за счет снижения потерь полного давления выхлопных газов турбомашины. The technical problem solved by the invention is to increase the efficiency of the device by reducing the loss of the total pressure of the exhaust gases of the turbomachine.
Сущность изобретения заключается в том, что в устройстве для выпуска газов из турбомашины с кольцевым диффузором, содержащем осевую и радиальную части, образованные соответственно наружной и внутренней стенками, при этом наружная стенка радиальной части выполнена в виде дуги окружности, согласно изобретению, при этом отношения радиуса R дуги окружности образующей наружного обтекателя к ширине H кольцевого зазора на выходе из осевой части диффузора равно 0,4 - 1,1, а Δ H/R < 1, где Δ H - разность между величинами ширины кольцевых зазоров на выходах радиальной и осевой частей диффузора, причем соотношение площадей входного (S1) и выходного (S2) сечений осевой части диффузора находится в интервале 1,5 - 2,0. The essence of the invention lies in the fact that in the device for discharging gases from a turbomachine with an annular diffuser containing axial and radial parts formed respectively by the outer and inner walls, the outer wall of the radial part is made in the form of an arc of a circle according to the invention, while the radius ratio R of the arc of the circumference of the outer fairing generatrix to the width H of the annular gap at the exit from the axial part of the diffuser is 0.4 - 1.1, and Δ H / R <1, where Δ H is the difference between the widths of the annular exit gaps radial and axial portions of the diffuser, wherein the area ratio of an input (S1) and the output (S2) cross sections of the axial part of the diffuser is in the range 1.5 - 2.0.
В заявляемом устройстве образующая наружного обтекателя выполнена в форме дуги окружности, отношение величины радиуса (R) которой к ширине (H) кольцевого зазора на выходе осевой части диффузора находится в интервале 0,4 - 1,1. В этом случае имеет место безотрывное течение газов на выходе из диффузора и минимальные потери полного давления. За границами заявляемого интервала происходит резкое увеличение потерь полного давления в выхлопной системе. По той же причине разность между величинами ширины кольцевых зазоров на выходах радиальной и осевой частей диффузора (Δ H), т.е. высота образующей обтекателя, не должна превышать радиус дуги окружности образующей наружного обтекателя (R). In the claimed device, the outer fairing generatrix is made in the form of an arc of a circle, the ratio of the radius (R) of which to the width (H) of the annular gap at the exit of the axial part of the diffuser is in the range of 0.4 - 1.1. In this case, there is a continuous flow of gases at the outlet of the diffuser and minimal loss of total pressure. Beyond the boundaries of the claimed interval there is a sharp increase in the total pressure loss in the exhaust system. For the same reason, the difference between the widths of the annular gaps at the outputs of the radial and axial parts of the diffuser (Δ H), i.e. the height of the generatrix of the fairing should not exceed the radius of the arc of the circle of the generatrix of the outer fairing (R).
Выбор отношения площадей входного (S1) и выходного (S2) сечений осевой части диффузора в интервале 1,5 - 2,0 обеспечивает эквивалентный угол диффузорности, не превышающий 16 - 18o (3), а также необходимую длину осевой части диффузора. Если отношение S1/S2 и эквивалентный угол не укладываются в соответствующие интервалы, то невозможно обеспечить необходимую осевую длину диффузора, наблюдается отрыв потока воздуха от стенок диффузора, что приводит к увеличению потерь полного давления.The choice of the ratio of the areas of the input (S1) and output (S2) sections of the axial part of the diffuser in the range of 1.5 - 2.0 provides an equivalent diffusivity angle not exceeding 16 - 18 o (3), as well as the necessary length of the axial part of the diffuser. If the ratio S1 / S2 and the equivalent angle do not fit into the corresponding intervals, then it is impossible to provide the necessary axial length of the diffuser, there is a separation of the air flow from the walls of the diffuser, which leads to an increase in the total pressure loss.
Изобретение иллюстрируется следующими фигурами. The invention is illustrated by the following figures.
На фиг. 1 показан частичный разрез заявляемого устройства, на фиг. 2 - поперечный разрез по сечению А-А. In FIG. 1 shows a partial section through the inventive device; FIG. 2 is a cross-sectional view along section AA.
Устройство содержит кольцевой диффузор 1, содержащий осевую часть, образованную внутренней 2 и наружной 3 стенками, переднюю стенку 4, улитку 5, которая образована передней 4, боковой 5 и задней 7 стенками. Радиальная часть устройства выполнена в виде внутреннего 2 и наружного 8 обтекателей. Образующая наружного обтекателя 8 имеет форму дуги окружности с радиусом R и высотой Δ H. Кольцевой зазор 9 на выходе осевой части диффузора 1 обозначен H. Выход осевой части диффузора 1 с площадью сечения S1 соединен с входной частью стоек 10 турбины. Выход радиальной части диффузора 1 с площадью S2 скреплен с кольцевым наружным обтекателем 8. The device comprises an annular diffuser 1 containing an axial part formed by the inner 2 and outer 3 walls, the front wall 4, the
При работе выхлопной системы газотурбинной установки газ, выходящий из стоек 10 турбины, поступает в диффузор 1, проходит через осевую часть, снижая скорость потока, и поступает в улитку 5. Выходящий из осевой части диффузора 1 газ, благодаря известному из аэродинамики эффекту Коанда (4), течет вдоль стенки наружного обтекателя 8 и обеспечивает безотрывность потока вдоль наружной стенки диффузора по всему его сечению. В улитке 5 поток разворачивается на 90o в сторону выхлопа. Благодаря такому характеру течения потока потери в выхлопной системе минимальны.During the operation of the exhaust system of a gas turbine installation, the gas exiting from the turbine struts 10 enters the diffuser 1, passes through the axial part, reducing the flow rate, and enters the
Источники информации:
1. Машунин Э.А. Газовые турбины: проблемы и перспективы. - М.: Энергоатомиздат, 1986, с. 106, рис. 4.1.Sources of information:
1. Mashunin E.A. Gas turbines: problems and prospects. - M .: Energoatomizdat, 1986, p. 106, fig. 4.1.
2. SU 436163A, F 01 D 25/30, 1974. 2. SU 436163A, F 01 D 25/30, 1974.
3. Дейч М. Е. , Зарянкин А.Е. Газодинамика диффузоров и выхлопных патрубков турбомашин. - М.: Энергия, 1970, с. 109. 3. Deich M. E., Zaryankin A.E. Gas dynamics of diffusers and exhaust pipes of turbomachines. - M.: Energy, 1970, p. 109.
4. Соколова И.Н. Исследование сверхзвукового течения Коанда. Ученые записки ЦАГИ. - 1985 N 2, с. 108. 4. Sokolova I.N. Study of the supersonic flow of Coanda Scientific notes TsAGI. - 1985 N 2, p. 108.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97118736A RU2144986C1 (en) | 1997-11-13 | 1997-11-13 | Turbomachine gas exhaust device |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97118736A RU2144986C1 (en) | 1997-11-13 | 1997-11-13 | Turbomachine gas exhaust device |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU97118736A RU97118736A (en) | 1999-08-10 |
RU2144986C1 true RU2144986C1 (en) | 2000-01-27 |
Family
ID=20198910
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97118736A RU2144986C1 (en) | 1997-11-13 | 1997-11-13 | Turbomachine gas exhaust device |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2144986C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2462606C2 (en) * | 2006-09-08 | 2012-09-27 | Дженерал Электрик Компани | System of wind turbine driven by system to extract energy of higher efficiency |
RU184774U1 (en) * | 2018-01-17 | 2018-11-08 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | GAS-TURBINE ENGINE OUTPUT DEVICE |
-
1997
- 1997-11-13 RU RU97118736A patent/RU2144986C1/en active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2462606C2 (en) * | 2006-09-08 | 2012-09-27 | Дженерал Электрик Компани | System of wind turbine driven by system to extract energy of higher efficiency |
RU184774U1 (en) * | 2018-01-17 | 2018-11-08 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | GAS-TURBINE ENGINE OUTPUT DEVICE |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5588799A (en) | Diffusor for a turbo-machine with outwardly curved guided plate | |
AU603136B2 (en) | Axial flow turbine | |
EP0974734B1 (en) | Turbine shroud cooling | |
US6279322B1 (en) | Deswirler system for centrifugal compressor | |
US4989406A (en) | Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes | |
US8528344B2 (en) | Bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine | |
EP2230386B1 (en) | Compressor diffuser | |
US8047777B2 (en) | Turbomachine diffuser | |
CA1141973A (en) | Diffusing means | |
US20100146980A1 (en) | masking arrangement for a gas turbine engine | |
JP2009062976A (en) | Turbomachine with diffuser | |
CA2340107A1 (en) | Gas turbine and gas turbine combustor | |
ES363673A1 (en) | Outlet housing for an axial-flow turbomachine | |
JPH11264345A (en) | Alternating lobed mixer/ejector concept suppressor | |
CN105229278A (en) | For the exhaust diffuser of gas turbine engine exhaust system | |
JP4820492B2 (en) | Method and apparatus for supplying a cooling air flow in a turbine engine | |
EP1856398B1 (en) | A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine | |
US11859543B2 (en) | Diffuser pipe with exit flare | |
EP2905227B1 (en) | Bifurcated ducts including plenums for stabilizing flow therethrough and exhaust systems including the same | |
JPS55101728A (en) | Structure of vane disposed at downstream side of waste gate valve in turbocharger | |
RU2144986C1 (en) | Turbomachine gas exhaust device | |
US4573868A (en) | High area ratio, variable entrance geometry compressor diffuser | |
US4549847A (en) | High area ratio, variable entrance geometry compressor diffuser | |
US3388550A (en) | Turbine engine exhaust duct | |
US11268536B1 (en) | Impeller exducer cavity with flow recirculation |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | License on use of patent |
Effective date: 20110829 Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20000925 |