RU2205934C1

RU2205934C1 - Turbine pressure stage of turbodrill

Info

Publication number: RU2205934C1
Application number: RU2002125934A
Authority: RU
Inventors: Л.С. Курумов; С.Л. Симонянц; Ю.Р. Иоанесян
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "Велл Процессинг"
Priority date: 2002-10-01
Filing date: 2002-10-01
Publication date: 2003-06-10

Abstract

FIELD: equipment for turbodrilling of oil and gas wells. SUBSTANCE: turbodrill turbine pressure stage consists of stator pressure stage hub and stator blade ring having internal rim, rotor pressure stage consisting of hub and rotor blade ring having external rim, radii centers conjugating undercut-outlet edges of blades on surface external back side of their profiles with minimal sizes of radii outlining on external-back size of zone of maximum thickness of blade profiles of stator and rotor blade rings and located on or below line determining undercut of outlet edges. EFFECT: reduced labour input of turbine manufacture and higher turbine operate reliability. 3 dwg

Description

Настоящее изобретение относится к техническим средствам, используемым для бурения нефтяных и газовых скважин, в частности к турбинному бурению глубоких скважин и к исполнению главного узла каждого турбобура - конструкции его турбины. The present invention relates to technical means used for drilling oil and gas wells, in particular to turbine drilling of deep wells and to the execution of the main node of each turbodrill - the design of its turbine.

Дальним аналогом нашего изобретения является ступень давления турбины турбобура, описанная в источнике "Основы теории и техники турбинного бурения", автор Р. А.Иоаннесян, Гостоптехиздат, Москва-Ленинград, 1953 год, стр. 50-51, фиг.33, вариант "а". A further analogue of our invention is the turbodrill turbine pressure stage described in the source, Fundamentals of Theory and Technology of Turbine Drilling, by R. A. Ioannesyan, Gostoptekhizdat, Moscow-Leningrad, 1953, pages 50-51, Fig. 33, variant " a".

Однако ближайшим аналогом нашего изобретения является ступень давления турбины турбобура, выполняемая согласно описанию изобретения по патенту РФ 2174584 (10.10.2001 г., бюл. 28). However, the closest analogue of our invention is the turbine drill pressure stage, performed according to the description of the invention according to the patent of the Russian Federation 2174584 (10.10.2001, bull. 28).

В этом патенте описана ступень давления турбины турбобура, состоящая из ступицы статорной ступени давления турбины с закрепленным на ней статорным лопаточным венцом, имеющим внутренний обод, и роторной ступени давления, состоящей из ступицы с закрепленным на ней роторным лопаточным венцом, при этом радиальный зазор между концами лопаток роторного венца и соответствующей ему статорной ступицы укладывается в пределы диапазона значений от 0,1 до 0,2 от величины радиальной высоты лопаток роторного венца. Подобное исполнение роторного лопаточного венца стало возможным при условии, что статорный лопаточный венец имеет внутреннюю поверхность большего диаметра, описанную радиусом, центр которого располагается со стороны оси ступени давления турбины. This patent describes a pressure stage of a turbo-drill turbine, consisting of a hub of a stator pressure stage of a turbine with a stator blade rim fixed to it and having an inner rim, and a rotary pressure stage consisting of a hub with a rotor blade rim fixed to it and a radial clearance between the ends the blades of the rotor rim and the corresponding stator hub fits within the range of values from 0.1 to 0.2 of the radial height of the blades of the rotor rim. Such a design of the rotor blade rim became possible provided that the stator blade rim has an inner surface of a larger diameter, described by a radius, the center of which is located on the side of the axis of the turbine pressure stage.

Такое исполнение ступени давления турбины продиктовано желанием сработать большую часть перепада давлений, срабатываемых в турбине, в его статорных ступенях давлений, что избавляет осевую опору турбобура от чрезмерно высоких осевых нагрузок на режимах, близких к режиму холостого хода. Для этого хорда профиля лопаток статорного венца наклонена к плоскости, перпендикулярной продольной оси ступени давления турбины, на угол, не превышающий 50 градусов, а хорда профиля лопаток роторного венца на угол не менее чем 70 градусов. This design of the turbine pressure stage is dictated by the desire to work out the majority of the pressure difference triggered in the turbine in its stator pressure stages, which relieves the axial support of the turbo-drill from excessively high axial loads in regimes close to the idle mode. For this, the stator crown blade profile chord is inclined to a plane perpendicular to the longitudinal axis of the turbine pressure stage by an angle not exceeding 50 degrees, and the profile chord of the rotor crown blades by an angle of not less than 70 degrees.

Однако для того чтобы выполнить методом точного литья описанный в патенте статорный лопаточный венец (от которого зависят необходимые энергетические характеристики турбины турбобура), приходится прибегать к использованию промежуточной (в технологии литья) карбомидной формы. Это повышает трудоемкость изготовления литого изделия, заставляет использовать составные детали: точеные ступицы и напрессованные на них лопаточные венцы, что повышает стоимость ступени давления. При этом существенно снижается экологическая чистота литейного производства. Из-за относительно малых проходных сечений межлопаточных каналов статорных лопаточных венцов учащаются случаи забивания их шламом и песком в процессе бурения, то есть существенно увеличиваются эксплуатационные расходы на ремонт и обслуживание турбобуров. However, in order to perform the method of precision casting described in the patent, the stator blade rim (which determines the necessary energy characteristics of the turbo-drill turbine), one has to resort to the use of an intermediate (in casting technology) carbide shape. This increases the complexity of manufacturing the cast product, makes it necessary to use the components: turned hubs and blade crowns pressed on them, which increases the cost of the pressure stage. At the same time, the environmental cleanliness of the foundry is significantly reduced. Due to the relatively small passage sections of the interscapular canals of the stator vanes, clogging with sludge and sand during drilling is becoming more frequent, that is, operating costs for repair and maintenance of turbodrills are significantly increased.

Изобретение позволяет устранить все эти недостатки и при литье статорных лопаточных венцов не только обойтись без использования промежуточной карбомидной формы, но и увеличить проходные сечения межлопаточных каналов статорных ступеней давления турбины, что позволяет в свою очередь до возможного минимума уменьшить углы между хордой профиля лопаток статора и плоскостью, перпендикулярной продольной оси ступени давления турбины, то есть в еще большей мере разгрузить пяту турбобура на самых трудных для нее режимах работы. The invention allows to eliminate all these disadvantages and when casting stator blade crowns, not only to do without using an intermediate carbide shape, but also to increase the cross-sections of the interscapular channels of the stator pressure stages of the turbine, which in turn allows minimizing the angles between the chord of the stator blade profile and the plane perpendicular to the longitudinal axis of the turbine pressure stage, that is, to further unload the heel of the turbodrill in the most difficult operating conditions for it.

Сущность изобретения заключается в создании ступени давления турбины, состоящей из статорной ступени давления, имеющей ступицу и статорный лопаточный венец с внутренним ободом; роторной ступени давления, имеющей ступицу и роторный лопаточный венец с наружным ободом. При этом наклон хорды лопаток статорного венца к плоскости, перпендикулярной оси ступени давления турбины, не превышает 50 градусов, а хорда профиля лопаток роторного лопаточного венца наклонена к той же плоскости на угол не менее чем в 70 градусов. The essence of the invention consists in creating a turbine pressure stage, consisting of a stator pressure stage having a hub and a stator blade rim with an inner rim; a rotary pressure stage having a hub and a rotor blade rim with an outer rim. In this case, the inclination of the chord of the blades of the stator rim to a plane perpendicular to the axis of the turbine pressure stage does not exceed 50 degrees, and the chord of the profile of the blades of the rotor blade rim is inclined to the same plane by an angle of not less than 70 degrees.

Центры радиусов, сопрягающих подрезанные-выходные кромки лопаток на внешней-затылочной стороне поверхностей их профилей с радиусами, ограничивающими на внешней-затылочной стороне зону максимальной толщины профилей лопаток статорных и роторных лопаточных венцов, располагаются на или ниже линии, определяющей подрез выходных кромок лопаток. The centers of the radii connecting the truncated-outlet edges of the blades on the outer-occipital side of the surfaces of their profiles with the radii limiting on the outer-occipital side the zone of the maximum thickness of the profiles of the blades of the stator and rotor blade crowns are located at or below the line that defines the undercut of the output edges of the blades.

При таком исполнении ступени давления турбины на 3-4 процента увеличивается максимальное значение ее КПД; на 4-6 миллиметров уменьшается ее осевая высота; на 1-4 миллиметра увеличивается минимальное проходное сечение между лопатками статорных венцов; исключается применение промежуточной карбомидной формы при изготовлении статорного лопаточного венца и появляется возможность изготовления цельнолитой ступени давления статора, уменьшается трудоемкость изготовления и цена ступени давления турбины. With this design of the turbine pressure stage, the maximum value of its efficiency increases by 3-4 percent; its axial height decreases by 4-6 mm; by 1-4 mm, the minimum passage section between the blades of the stator crowns increases; the use of an intermediate carbide form in the manufacture of the stator blade rim is excluded and it becomes possible to fabricate a one-piece stator pressure stage, the manufacturing complexity and the cost of the turbine pressure stage are reduced.

Изобретение поясняется чертежами. The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 приведена общая компоновка ступени давления турбины (в поперечном разрезе). Figure 1 shows the General layout of the pressure stage of the turbine (in cross section).

На фиг. 2 - поперечное сечение и выров по лопаточному венцу статорной ступени давления турбины. In FIG. 2 is a cross-section and a ridge along the blade rim of the stator stage of turbine pressure.

На фиг. 3 - поперечное сечение и выров по лопаточному венцу роторной ступени давления турбины. In FIG. 3 is a cross section and a ridge along the blade rim of the rotor stage of the turbine pressure.

Ступень давления турбины турбобура (в трех-шестисекционных турбинных сборках-секциях их может устанавливаться от 300 до 750) состоит из ступицы статора 1, которая может отливаться вместе с лопатками 2 венца статора. Лопаточный венец статора имеет внутренний обод 3, который объединяет в единую монолитную конструкцию обод 3 лопатки 2 и ступицу статора 1. The pressure stage of the turbo-drill turbine (in three-six-section turbine assemblies-sections they can be installed from 300 to 750) consists of the stator hub 1, which can be cast together with the blades 2 of the stator crown. The blade of the stator has an inner rim 3, which combines the rim 3 of the blade 2 and the stator hub 1 into a single monolithic structure.

Лопаточный венец с лопатками 2 может отливаться отдельно от ступицы 1 либо изготавливаться любым другим способом - отливаться из пластмассы, штамповаться из стали или алюминия и закрепляться в ступице 1 на прессовой посадке, эксцентричных поясках на электорозаклепках и другими способами. The shoulder blade with blades 2 can be cast separately from the hub 1 or can be made in any other way - molded from plastic, stamped from steel or aluminum and fixed in the hub 1 on a press fit, eccentric belts on electric rivets and in other ways.

Внутрь ступицы статора 1 и внутреннего обода 3 свободно вставляется роторная ступень давления турбины, которая имеет ступицу ротора 4, которая может отливаться совместно с лопатками 5 лопаточного венца ротора. В единую монолитную конструкцию лопатки 5 и ступица 4 объединяются внешним ободом 6. Так же, как и в статорной ступени давления, лопаточный венец ротора может изготавливаться отдельно от ступицы 4 и закрепляться в ней различными способами. На фиг. 1 ступица ротора 4 опирается на вспомогательное кольцо 7 (в сборке турбобура оно не используется), с помощью которого ступица ротора 4 занимает то реальное положение относительно ступицы статора 1, в котором она находится в правильно собранном турбобуре. Inside the stator hub 1 and the inner rim 3, a rotor pressure stage of the turbine is freely inserted, which has a rotor hub 4, which can be cast together with the blades 5 of the rotor blade. In a single monolithic design, the blades 5 and the hub 4 are combined with an external rim 6. Just as in the stator pressure stage, the rotor blade crown can be manufactured separately from the hub 4 and fixed in it in various ways. In FIG. 1, the hub of the rotor 4 rests on the auxiliary ring 7 (it is not used in the assembly of the turbodrill), with the help of which the hub of the rotor 4 occupies that real position relative to the hub of the stator 1, in which it is located in the correctly assembled turbodrill.

Лопатки 2 статорного лопаточного венца имеют хорду 8 профиля, которая наклонена к плоскости, перпендикулярной оси ступени давления турбины под углом α, не превышающим значения в 50 градусов. The blades 2 of the stator blade of the crown have a chord 8 profile, which is inclined to a plane perpendicular to the axis of the pressure stage of the turbine at an angle α not exceeding a value of 50 degrees.

Выходные - более тонкие кромки 9 лопаток 2 подрезаются заподлицо с внутренним ободом 3 по линии 10. Внешняя-затылочная поверхность 11 лопаток 2 имеет один или два минимальных по размеру радиусов r_c, которые очерчивают зону максимальной толщины профиля лопаток 2. Радиус R_с плавно сопрягает на внешней-затылочной поверхности 11 лопаток 2 подрезанные кромки 9 с радиусом r_c. Центр радиуса R_c всегда располагается на или ниже линии 10 подреза лопаток 2. Лопатки 5 роторного лопаточного венца имеют хорду 12 профиля, которая наклонена к плоскости, перпендикулярной к оси ступени давления турбины, под углом β, значение которого укладывается в пределы диапазона значений от 85 до 70 градусов.The output - thinner edges of the 9 shoulder blades 2 are cut flush with the inner rim 3 along the line 10. The outer-occipital surface 11 of the shoulder blades 2 has one or two radii r _c that are minimal in size, which outline the zone of maximum thickness of the blade profile 2. The radius R _c smoothly mates on the external occipital surface 11 of the shoulder blades 2, the cut edges 9 with a radius r _c . The center of the radius R _{c is} always located on or below the line 10 of the undercutting of the blades 2. The blades 5 of the rotor blade of the crown have a chord 12 profile, which is inclined to a plane perpendicular to the axis of the turbine pressure stage, at an angle β, the value of which falls within the range of values from 85 up to 70 degrees.

Выходные - более тонкие кромки 13 лопаток 5 подрезаются заподлицо с наружным ободом 6 по линии 14, Внешняя-затылочная поверхность 15 лопаток 5 имеет один-два минимальных по размеру радиусов r_p, которые очерчивают зону максимальной толщины профиля лопаток 5. Радиус R_р плавно сопрягает на внешней-затылочной поверхности 15 лопаток 5 подрезанные кромки 13 с радиусом r_p. Центр радиуса R_p всегда располагается на или ниже линии 14 подреза лопаток 5.Output - thinner edges 13 of the shoulder blades 5 are cut flush with the outer rim 6 along line 14, the Outer-occipital surface 15 of the shoulder blades 5 has one or two radii r _{p of} minimum size, which outline the zone of maximum thickness of the blade profile 5. The radius R _p smoothly mates on the external occipital surface 15 of the shoulder blades 5, the cut edges 13 with a radius r _p . The center of the radius R _{p is} always located on or below the line 14 of the undercut blades 5.

Такое исполнение ступеней давления турбины обеспечивает оптимальное сочетание двух трудно совместимых качественных показателей энергетических характеристик турбобуров: максимально возможного значения КПД турбины на рабочих режимах ее работы и одновременно позволяет до минимума снизить осевую нагрузку на пяту шпинделя турбобура. Такие ступени давления турбины имеют относительно самое небольшое число лопаток в лопаточных венцах статорных и роторных ступеней давления и относительно самую небольшую осевую высоту, что позволяет разместить в турбинных секциях наибольшее (из возможных) число ступеней, а следовательно, получить необходимый запас вращающено момента на роторе турбобура. This design of the turbine pressure stages provides an optimal combination of two difficultly compatible qualitative indicators of the energy characteristics of the turbodrills: the maximum possible value of the turbine efficiency at the operating modes of its operation and at the same time minimizes the axial load on the heel of the spindle of the turbodrill. Such turbine pressure stages have a relatively small number of blades in the blade crowns of the stator and rotor pressure stages and a relatively small axial height, which allows the largest (possible) number of stages to be placed in the turbine sections, and therefore, to obtain the required torque reserve on the turbodrill rotor .

Работа ступени давления турбины турбобура
Вышеописанная ступень давления турбины турбобура в количестве 330-360 штук монтируется в трех турбинных секциях точно таким же образом, как это делается с серийно выпускаемыми турбинами.Turbodrill turbine pressure stage operation
The above-described pressure step of a turbo-drill turbine in the amount of 330-360 pieces is mounted in three turbine sections in exactly the same way as is done with commercially available turbines.

При работах турбобура с вышеописанными ступенями давления турбины на режимах от холостого хода до режима максимальной мощности происходит практически безударное обтекание лопаток статорных и роторных ступеней давления, что предопределяет минимально возможные неэффективные потери давления в рабочих органах турбобура. При этом практически весь эффективно срабатываемый перепад давления в турбине турбобура приходится на статорные ступени давления турбины. Поэтому роторные лопаточные венцы разгружены от осевой нагрузки, а следовательно, в значительной мере разгружается от осевой нагрузки и пята турбобура. When the turbodrill works with the turbine pressure stages described above in the regimes from idle to the maximum power mode, almost shockless flow around the blades of the stator and rotor pressure stages occurs, which determines the minimum possible ineffective pressure loss in the working bodies of the turbodrill. In this case, almost the entire effectively triggered pressure drop in the turbo-drill turbine falls on the stator stages of the turbine pressure. Therefore, the rotor blade crowns are unloaded from the axial load, and therefore, is largely unloaded from the axial load and the heel of the turbodrill.

При входе долот в вязко-пластичные моментоемкие пропластки турбобуру начинает не хватать для стабильной работы запаса вращающего момента на его валу. Турбобур начинает работать с весьма неравномерной угловой скоростью вращения и имеет тенденцию к остановке. Однако при этом начинается ярко выраженное ударное обтекание лопаток статорных и роторных ступеней давления турбины. На вогнутых участках внешних-затылочных поверхностей 11 и 15 лопаток 2 статорных и 5 роторных ступеней давления (радиусы R_с и R_р) начинается все более интенсивное вихреобразование, которое сопровождается значительным ростом вращающего момента на валу турбобура и менее значительным ростом перепада давлений в турбине турбобура. Увеличение давления на турбобуре хорошо фиксируется на нагнетательном манометре буровой установки и если в этот момент бурильщик перестает "подавать" инструмент к забою скважины, турбобур хорошо справляется с "пиковыми" значениями вращающего момента, а оптимальный уровень осевой нагрузки на долото определяется по значению, при котором прекращаются резкие колебания давления на манометре и низкочастотные осевые колебания бурильного инструмента.When the bits enter the visco-plastic moment-intensive layers, the turbodrill begins to lack for stable operation of the torque reserve on its shaft. The turbodrill begins to work with a very uneven angular speed of rotation and tends to stop. However, this begins a pronounced shock flow around the blades of the stator and rotor pressure stages of the turbine. On the concave sections of the external occipital surfaces of the 11th and 15th blades of the 2 stator and 5 rotor stages of pressure (radii R _c and R _p ), an ever more intense vortex formation begins, which is accompanied by a significant increase in torque on the turbo-drill shaft and a less significant increase in pressure drop in the turbo-drill turbine . The increase in pressure at the turbodrill is well fixed on the pressure gauge of the rig and if at that moment the driller stops “feeding” the tool to the bottom of the well, the turbodrill copes well with the “peak” torque values, and the optimal level of axial load on the bit is determined by the value at which Sudden pressure fluctuations on the pressure gauge and low-frequency axial vibrations of the drilling tool are stopped.

Claims

The pressure stage of the turbo-drill turbine, consisting of the hub of the stator pressure stage and the stator blade rim having an inner rim, and the rotary pressure stage, consisting of the hub and rotary blade rim having an outer rim, with the slope of the chord of the stator blade blades to a plane perpendicular to the axis pressure stage turbine does not exceed 50 ^o, and the chord of the profile of the blades of the rotor blade row is inclined in the same plane at an angle of not less than 70 ^o, characterized in that the centers of radii of conjugating sublattice TED-off edges of the blades on the outer side surfaces of the occipital-profiles with their minimum radii size, outlines on the outer side-occipital zone of maximum thickness of the profiles of the blades of the stator and rotor blade rows are arranged on or below the line defining the undercut trailing edges.