RU2264541C2 - Способ модификации лопатки ротора для паровой турбины, лопатка ротора для паровой турбины и многоступенчатая паровая турбина - Google Patents

Способ модификации лопатки ротора для паровой турбины, лопатка ротора для паровой турбины и многоступенчатая паровая турбина Download PDF

Info

Publication number
RU2264541C2
RU2264541C2 RU2003137880/06A RU2003137880A RU2264541C2 RU 2264541 C2 RU2264541 C2 RU 2264541C2 RU 2003137880/06 A RU2003137880/06 A RU 2003137880/06A RU 2003137880 A RU2003137880 A RU 2003137880A RU 2264541 C2 RU2264541 C2 RU 2264541C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
rotor
rotor blade
side wall
edge
Prior art date
Application number
RU2003137880/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2003137880A (ru
Inventor
Кевин Джозеф БАРБ (US)
Кевин Джозеф БАРБ
Амир МУЕЖИНОВИЧ (US)
Амир МУЕЖИНОВИЧ
Николас Фрэнсис МАРТИН (US)
Николас Фрэнсис МАРТИН
Дуглас Карл ХОФЕР (US)
Дуглас Карл ХОФЕР
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2003137880A publication Critical patent/RU2003137880A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2264541C2 publication Critical patent/RU2264541C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/24—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations using wire or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/31—Application in turbines in steam turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/50—Vibration damping features

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретения относятся к способу модификации лопатки ротора для паровой турбины, лопатке ротора и многоступенчатой паровой турбине. Модифицирование лопатки производится так, чтобы способствовать изменению частоты собственных колебаний лопатки ротора, где лопатка ротора включает в себя набегающий край, сбегающий край, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, в которой первая и вторая боковые стенки присоединены в осевом направлении к набегающему и сбегающему краям, и боковые стенки проходят в радиальном направлении между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора. Способ включает в себя определение условия колебательного резонанса лопатки ротора и формирование удлинения лопатки между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора, которое изменяет определенное условие резонанса. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Предпосылки создания изобретения
Данное изобретение касается в общем турбин и более конкретно способа и устройства для настройки характеристики собственной частоты комплекта лопаток турбины.
Вращающаяся лопатка турбины, также известная как лопасть, преобразовывает энергию протекающей текучей среды в механическую энергию. Надежность и эксплуатационные качества этих лопаток важны для успешной работы турбины. Металлургические исследования поврежденных лопаток показали, что многие аварии могут быть обусловлены усталостью металла (см. патент США №2772854).
Усталостное разрушение может быть вызвано нерегулярно изменяющимися силами в сочетании с установившимися силами. Более конкретно, лопатки турбины могут подвергаться воздействию нерегулярно изменяющихся сил, когда они вращаются, проходя через неравномерный поток текучей среды ниже по потоку относительно неподвижных лопаток, также известных как сопла, установленных между соседними рядами лопаток. Основное конструктивное соображение для турбин заключается в том, чтобы избежать или способствовать снижению до минимума резонанса с собственными частотами и динамических нагрузок, производимых нерегулярно изменяющимися силами.
Динамические характеристики вращающейся лопатки турбины, ряда лопаток или узла снабженных лопатками дисков, к которому подсоединены лопатки, можно предсказать, используя анализ вибраций механических конструкций. В некоторых известных способах конструирования лопаток анализ собственной частоты основан на предположении о единственном брусе, заделанном в корневой части лопасти. В некоторых других известных способах комплекты лопаток связаны посредством бандажирования. Однако поскольку комплекты лопаток ведут себя как система, существует намного больше собственных частот и режимов, которые нельзя предсказать, используя анализ единственной лопатки. Кроме того, величина частот и количество режимов зависит от количества лопаток в комплекте и жесткости бандажирования.
Каждая лопатка на вращающемся диске турбины испытывает динамическое усилие, когда вращение проходит через неравномерное течение от неподвижных лопаток. Поскольку вращение лопаток проходит через зоны неравномерного течения, они могут демонстрировать динамическую характеристику, например, такую как механическое напряжение, отклонения и т.д.
Помимо этого, снабженный лопатками диск турбины может приводиться в состояние колебаний, в котором энергия нарастает до максимума. Это иллюстрируется зонами лопатки или диска, в которых механическое напряжение или отклонение находится на максимальном уровне, а сопротивление возбуждающей силе лопатки или диска - на минимальном уровне. Такое состояние известно как режим резонанса. Когда анализ или эмпирическая проверка показывает, что ротор турбины может сталкиваться с резонансным состоянием во время работы турбины, могут быть предприняты шаги для снижения до минимума вероятности возникновения резонанса. Известные способы изменения резонансной характеристики в роторе включают в себя изменение количества лопаток в пакете, изменение количества сопел, модифицирование гибкости лопаток, модифицирование гибкости колес, изменение гибкости бандажа и перемещение диапазона рабочих скоростей. Наиболее близким к заявленному способу является способ настройки вращающихся лопаток турбины, раскрытый в патенте США №4108573. Однако вышеуказанные способы могут быть рентабельны только во время этапа конструирования турбины и непрактичны после того, как конструкция компонентов турбины установлена.
Краткое описание сущности изобретения
Задачей данного изобретения является устранение вышеуказанных недостатков, создание способа модифицирования лопатки ротора паровой турбины, который способствует изменению частоты собственных колебаний лопатки, и лопатки, гибкость которой может регулироваться более эффективно, чем в технических решениях согласно предшествующему уровню техники.
Поставленные задачи решаются тем, что создан способ модифицирования лопатки ротора для паровой турбины для изменения частоты собственных колебаний лопатки ротора, где лопатка ротора включает в себя набегающий край, сбегающий край, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, причем первая и вторая боковые стенки присоединены в осевом направлении к набегающему и сбегающему краям и проходят в радиальном направлении между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора, где упомянутый способ содержит следующие этапы: определения условия колебательного резонанса лопатки ротора и формирования удлинения лопатки между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора, которое изменяет определенное условие резонанса.
Причем этап определения условия колебательного резонанса лопатки ротора содержит определение условия колебательного резонанса лопатки ротора с использованием модели на основе метода конечных элементов или определение условия колебательного резонанса лопатки ротора с использованием по меньшей мере одного из анализа колебаний и испытания на виброустойчивость.
Этап формирования удлинения лопатки содержит формирование направленного вдоль хорды удлинения лопатки ротора по меньшей мере на одном из набегающего края лопатки и сбегающего края лопатки. При этом лопатка ротора включает в себя среднюю соединительную точку лопатки, и в котором этап формирования направленного вдоль хорды удлинения лопатки ротора дополнительно содержит формирование направленного вдоль хорды удлинения лопатки ротора между средней соединительной точкой 126 лопатки и вершиной лопатки.
Также создана лопатка ротора для паровой турбины, включающая в себя по меньшей мере одну ступень, где ступень образована из ряда лопаток ротора и ряда соседних неподвижных сопел, причем лопатка ротора содержит набегающий край, сбегающий край, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, где упомянутые первая и вторая боковые стенки присоединены в осевом направлении к упомянутым набегающему и сбегающему краям и проходят в радиальном направлении между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора, где упомянутая лопатка ротора включает в себя первую собственную частоту, и удлинение лопатки, которое модифицирует собственную частоту лопатки ротора от первой собственной частоты ко второй собственной частоте, отличающейся от первой собственной частоты, причем удлинение выступает по меньшей мере от одного из набегающего края, сбегающего края, первой боковой стенки и второй боковой стенки.
Лопатка ротора дополнительно содержит среднюю соединительную точку лопатки, и в которой удлинение формируют на лопатке между средней соединительной точкой лопатки и вершиной лопатки. Причем удлинение выступает по меньшей мере от одной из первой боковой стенки лопатки ротора и второй боковой стенки лопатки ротора.
Кроме того, согласно изобретению обеспечена многоступенчатая паровая турбина, содержащая множество рядов лопаток ротора, присоединенных по окружности вокруг вала ротора турбины, где каждая лопатка ротора содержит набегающий край, сбегающий край, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, причем первая и вторая боковые стенки присоединены в осевом направлении к набегающему и сбегающему краям и проходят в радиальном направлении между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора, множество неподвижных сопел, которые проходят между соседними рядами лопаток ротора, и удлинение лопатки, которое модифицирует собственную частоту лопатки ротора от первой собственной частоты ко второй собственной частоте, отличающейся от первой собственной частоты, где удлинение выступает по меньшей мере от одного из набегающего края, сбегающего края, первой боковой стенки и второй боковой стенки. Причем каждая лопатка ротора дополнительно содержит среднюю соединительную точку лопатки, и в которой удлинение формируют на лопатке между средней соединительной точкой лопатки и вершиной лопатки.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 представляет перспективный вид с частичным вырезом паровой турбины.
Фиг.2 представляет перспективный вид лопасти турбины, которую можно использовать с паровой турбиной, показанной на фиг.1.
Подробное описание изобретения
Фиг.1 представляет перспективный вид с частичным вырезом паровой турбины 10, включающей в себя ротор 12, который содержит вал 14 и турбину 16 низкого давления (НД). Турбина 16 НД включает в себя множество разнесенных на расстояние в осевом направлении рабочих колес 18. Множество лопастей 20 механически подсоединены к каждому рабочему колесу 18. Более конкретно, лопасти 20 расположены в рядах, которые проходят по окружности вокруг каждого рабочего колеса 18. Множество неподвижных сопел 22 проходят по окружности вокруг вала 14 и в осевом направлении установлены между соседними рядами лопастей 20. Сопла 22 взаимодействуют с лопастями 20, формируя ступень турбины и определяя часть пути протекания пара через турбину 10.
При работе пар 24 входит во впускное отверстие 26 турбины 10 и проводится через сопла 22. Сопла 22 направляют пар 24 ниже по потоку относительно лопастей 20. Пар 24 проходит через остальные ступени, сообщая усилие лопастям 20 и заставляя ротор 12 вращаться. По меньшей мере один конец турбины 10 может проходить в осевом направлении за пределы ротора 12 и может быть прикреплен к нагрузке или оборудованию (не показанному) типа генератора и/или другой турбины, но не ограничиваясь этим. Соответственно, большой паровой турбоагрегат может фактически включать в себя несколько турбин, причем все они коаксиально подсоединены к одному и тому же валу 14. Такой агрегат может, например, включать в себя турбину высокого давления, подсоединенную к турбине среднего давления, которая подсоединена к турбине низкого давления. В одном варианте осуществления паровую турбину 10 можно приобрести у фирмы General Electric Power Systems, Скенектади (Schenectady), Нью-Йорк.
На фиг.2 представлен перспективный вид лопасти 20 турбины, которую можно использовать с турбиной 10. Лопасть 20 включает в себя участок 102 лопатки, содержащий сбегающий край 104 и набегающий край 106, в котором пар протекает в общем от набегающего края 106 к сбегающему краю 104. Лопасть 20 также включает в себя первую вогнутую боковую стенку 108 и вторую выпуклую боковую стенку 110. Первая боковая стенка 108 и вторая боковая стенка 110 соединены в осевом направлении по сбегающему краю 104 и набегающему краю 106 и простираются в радиальном направлении между корневой частью 112 лопатки ротора и вершиной 114 лопатки ротора. Расстояние 116 хорды лопатки представляет собой расстояние, измеряемое от сбегающего края 104 до набегающего края 106 в какой-либо точке вдоль радиальной длины 118 лопатки 102. В описываемом варианте осуществления радиальная длина 118 составляет приблизительно сорок дюймов. В другом варианте осуществления длина 118 составляет приблизительно сорок восемь дюймов. Хотя радиальная длина 118 описана здесь, как являющаяся равной приблизительно сорока дюймам или приблизительно сорока восьми дюймам в отдельных вариантах осуществления, должно быть понятно, что радиальная длина 118 может иметь любую подходящую длину для радиальной длины 118 в зависимости от применения. Корневая часть 112 включает в себя ласточкин хвост 121, используемый для подсоединения лопасти 20 к диску 122 ротора по валу 14, и платформу 124 лопатки, которая определяет часть пути протекания через каждую лопасть 20. В описываемом варианте осуществления ласточкин хвост 121 представляет собой искривленный входящий в осевом направлении ласточкин хвост, который сцепляется с сопряженным пазом 125, определенным в диске 122 ротора.
В описываемом варианте осуществления каждая из первой и второй боковых стенок 108 и 110 включает в себя среднюю соединительную точку 126 лопатки, расположенную между корневой частью 112 лопатки и вершиной 114 лопатки и используемую для соединения смежных лопастей 20 вместе. В одном варианте осуществления средняя соединительная точка 126 лопатки используется для соединения смежных лопастей 20 вместе с помощью бандажной проволоки (не показанной), чтобы способствовать улучшению колебательной характеристики лопастей 20 в средней области между корневой частью 112 и вершиной 114.
Удлинение 128 формируют на участке лопатки 102 с целью изменения колебательной характеристики лопатки 102. Удлинение 128 можно формировать на лопатке 102 после того, как конструкция лопатки 102 была изготовлена и подверглась заводским испытаниям. В конкретной точке, находящейся по радиальной длине 118, расстояние 116 хорды определяет форму лопатки 102. В одном варианте осуществления, удлинение 128 образуют, добавляя материал лопатки к лопатке 102 так, что на радиальном расстоянии 118, где добавлен материал лопатки, расстояние 116 хорды расширяется за набегающий край 106 и/или сбегающий край 104 лопатки 102 по сравнению с тем, как они первоначально были изготовлены. В другом варианте осуществления материал лопатки удаляют из лопатки 102 так, что на радиальном расстоянии 118, где материал лопатки не был удален, расстояние 116 хорды проходит за набегающий край 106 и/или сбегающий край 104 лопатки 102 по сравнению с модифицированным краем посредством удаления материала. В дополнительном варианте осуществления удлинение 128 изготавливают за одно целое, и материал в удлинении 128 можно удалять, чтобы настраивать каждую лопасть, как продиктовано тестированием. Удлинение 128 формируют в соответствии с аэродинамической формой лопатки 102 с целью снижения до минимума возмущения потока пара 24 при его прохождении удлинения 128.
Во время конструирования и изготовления лопасти 20 определяется и реализуется профиль лопатки 102. Профиль представляет собой вид в поперечном разрезе лопатки 102, взятый по радиальному расстоянию 118. Серия профилей лопатки 102, взятых по последовательным делениям радиального расстояния 118, определяет форму лопатки 102. Форма лопатки 102 представляет собой компонент аэродинамической характеристики лопатки 102. После того как лопатка 102 изготовлена, форма лопатки 102 является относительно зафиксированной в том смысле, что изменение формы лопатки 102 может нежелательным образом изменять колебательную характеристику. В некоторых известных примерах может быть желательным изменять колебательную характеристику лопатки 102 после того, как лопатка 102 была изготовлена, например во время процесса испытаний после изготовления. Чтобы сохранять заранее определенные характеристики лопатки 102, форму лопатки 102 можно изменять таким образом, как определено посредством анализа, типа исследований с использованием компьютера или эмпирического изучения, добавляя массу к лопатке 102, что изменяет колебательную характеристику лопатки 102. Анализ определяет оптимальное количество массы, необходимое для достижения требуемого изменения колебательной характеристики лопатки 102. Модифицирование лопатки 102 с удлинением 128 при добавлении массы к лопатке 102 имеет тенденцию понижать собственную частоту лопатки 102. Модифицирование лопатки 102 с удлинением 128 при удалении массы из лопатки 102 имеет тенденцию повышать собственную частоту лопатки 102. Удлинение 128 также можно обработать так, чтобы изменить аэромеханическую характеристику лопатки 102 таким образом, что аэродинамическая характеристика лопатки 102 для протекания пара 24 после удлинения 128 создаст требуемое изменение в колебательной характеристике лопатки 102. Таким образом, добавление удлинения 128 может изменять колебательную характеристики лопатки 102 по меньшей мере двумя способами, изменяя массу лопатки 102 и видоизменяя форму аэродинамического профиля лопатки 102. Удлинение 128 можно сконструировать так, чтобы использовать оба аспекта добавления массы и изменения формы аэродинамического профиля с целью эффективного изменения колебательной характеристики лопатки 102.
При работе лопатка 102 подвергается процессу испытания, чтобы подтвердить, что во время производственного процесса требования к конструкции были выполнены. Одна известная проверка показывает собственную частоту лопатки 102. Современные методики конструирования и технологии производства имеют тенденцию получать лопасти 20, которые являются более тонкими в профиле. Более тонкий профиль имеет тенденцию понижать полные собственные частоты лопатки 102. Понижение собственной частоты лопатки 102 в области действия колебательных сил, существующих в турбине 10, может вызвать резонансное условие в любом количестве или в увеличенном количестве режимов системы, так что каждый будет разрегулирован. Для изменения собственной частоты лопатки 102 можно добавить или удалить массу из лопатки 102. Чтобы способствовать ограничению понижения собственной частоты лопатки 102 в области действия колебательных сил, присутствующих в турбине 10, к лопатке 102 добавляют минимальное количество массы. В описываемом варианте осуществления удлинение 128 обрабатывают на станке от кованной огибающей материала набегающего края 106 лопатки 102. В других вариантах осуществления к лопатке 102 можно присоединять удлинение 128 с использованием других процессов. В описываемом варианте осуществления удлинение 128 присоединено к лопатке 102 между соединительной точкой 126 и вершиной 114 лопатки. В других вариантах осуществления удлинение 128 может быть присоединено к набегающему краю 106 между корневой частью 112 лопатки и вершиной 114 лопатки, к сбегающему краю 104 между корневой частью 112 лопатки и вершиной 114 лопатки, или может быть добавлено к боковым стенкам 108 и/или 110.
Описанное выше удлинение лопатки ротора турбины эффективно с точки зрения затрат и обладает высокой надежностью. Лопатка ротора турбины включает в себя первую и вторую боковые стенки, присоединенные друг к другу по их соответствующим набегающему краю и сбегающему краю. Удлинение, подсоединенное к лопатке, или удаление из кованной огибающей материала лопатки изменяет собственную частоту лопатки и повышает надежность. Количество материала в удлинении стремятся снизить до минимума с помощью анализа или испытаний лопатки ротора. Уменьшение до минимума этого добавления массы снижает общий вес лопатки, уменьшая до минимума, таким образом, механическое напряжение как лопатки, так и диска, и повышая надежность. В результате удлинение лопатки ротора турбины облегчает работу паровой турбины эффективным образом с точки зрения затрат и надежным.
Выше подробно описаны примерные варианты осуществления лопаток ротора турбины. Лопатки ротора турбины не ограничены описанными здесь конкретными вариантами осуществления, а скорее, компоненты лопатки ротора турбины можно использовать независимо и отдельно от других компонентов, описанных здесь. Каждый компонент лопатки ротора турбины также можно использовать в сочетании с другими компонентами лопатки ротора турбины.
Хотя изобретение было описано в отношении различных конкретных вариантов осуществления, специалистам в данной области техники должно быть понятно, что изобретение можно осуществлять с видоизменениями, не выходя при этом за рамки сущности и объема притязаний формулы изобретения.

Claims (10)

1. Способ модифицирования лопатки 102 ротора для паровой турбины 10 для изменения частоты собственных колебаний лопатки ротора, где лопатка ротора включает в себя набегающий край 106, сбегающий край 104, первую боковую стенку 108 и вторую боковую стенку 110, причем первая и вторая боковые стенки присоединены в осевом направлении к набегающему и сбегающему краям и проходят в радиальном направлении между корневой частью 112 лопатки ротора и вершиной 114 лопатки ротора, где упомянутый способ содержит этапы определения условия колебательного резонанса лопатки ротора и
формирования удлинения 128 лопатки между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора, которое изменяет определенное условие резонанса.
2. Способ по п.1, в котором этап определения условия колебательного резонанса лопатки ротора содержит определение условия колебательного резонанса лопатки ротора с использованием модели на основе метода конечных элементов.
3. Способ по п.1, в котором этап определения условия колебательного резонанса лопатки ротора содержит определение условия колебательного резонанса лопатки ротора с использованием по меньшей мере одного из анализа колебаний и испытания на виброустойчивость.
4. Способ по п.1, в котором этап формирования удлинения лопатки содержит формирование направленного вдоль хорды удлинения лопатки ротора по меньшей мере на одном из набегающего края лопатки и сбегающего края лопатки.
5. Способ по п.4, в котором лопатка ротора включает в себя среднюю соединительную точку лопатки и в котором этап формирования направленного вдоль хорды удлинения лопатки ротора дополнительно содержит формирование направленного вдоль хорды удлинения лопатки ротора между средней соединительной точкой 126 лопатки и вершиной лопатки.
6. Лопатка ротора для паровой турбины, включающей в себя по меньшей мере одну ступень, где ступень образована из ряда лопаток ротора и ряда соседних неподвижных сопел 22, причем лопатка ротора содержит набегающий край, сбегающий край, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, где упомянутые первая и вторая боковые стенки присоединены в осевом направлении к упомянутым набегающему и сбегающему краям и проходят в радиальном направлении между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора, где упомянутая лопатка ротора включает в себя первую собственную частоту, и удлинение лопатки, которое модифицирует собственную частоту лопатки ротора от первой собственной частоты ко второй собственной частоте, отличающейся от первой собственной частоты, причем удлинение выступает по меньшей мере от одного из набегающего края, сбегающего края, первой боковой стенки и второй боковой стенки.
7. Лопатка ротора по п.6, в которой лопатка ротора дополнительно содержит среднюю соединительную точку лопатки и в которой удлинение формируют на лопатке между средней соединительной точкой лопатки и вершиной лопатки.
8. Лопатка ротора по п.6, в которой удлинение выступает по меньшей мере от одной из первой боковой стенки лопатки ротора и второй боковой стенки лопатки ротора.
9. Многоступенчатая паровая турбина, содержащая множество рядов лопаток ротора, присоединенных по окружности вокруг вала 14 ротора турбины, где каждая лопатка ротора содержит набегающий край, сбегающий край, первую боковую стенку и вторую боковую стенку, причем первая и вторая боковые стенки присоединены в осевом направлении к набегающему и сбегающему краям и проходят в радиальном направлении между корневой частью лопатки ротора и вершиной лопатки ротора, множество неподвижных сопел, которые проходят между соседними рядами лопаток ротора, и удлинение лопатки, которое модифицирует собственную частоту лопатки ротора от первой собственной частоты ко второй собственной частоте, отличающейся от первой собственной частоты, где удлинение выступает по меньшей мере от одного из набегающего края, сбегающего края, первой боковой стенки и второй боковой стенки.
10. Паровая турбина по п.9, в которой каждая лопатка ротора дополнительно содержит среднюю соединительную точку лопатки и в которой удлинение формируют на лопатке между средней соединительной точкой лопатки и вершиной лопатки.
RU2003137880/06A 2002-12-30 2003-12-29 Способ модификации лопатки ротора для паровой турбины, лопатка ротора для паровой турбины и многоступенчатая паровая турбина RU2264541C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/334,431 US6814543B2 (en) 2002-12-30 2002-12-30 Method and apparatus for bucket natural frequency tuning
US10/334,431 2002-12-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003137880A RU2003137880A (ru) 2005-06-10
RU2264541C2 true RU2264541C2 (ru) 2005-11-20

Family

ID=32507377

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003137880/06A RU2264541C2 (ru) 2002-12-30 2003-12-29 Способ модификации лопатки ротора для паровой турбины, лопатка ротора для паровой турбины и многоступенчатая паровая турбина

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6814543B2 (ru)
JP (1) JP4721638B2 (ru)
DE (1) DE10359917A1 (ru)
RU (1) RU2264541C2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2472943C2 (ru) * 2007-07-16 2013-01-20 Нуово Пиньоне Холдинг Спа Вращающаяся лопатка паровой турбины (варианты)
RU2472944C2 (ru) * 2007-07-16 2013-01-20 Нуово Пиньоне Холдинг Спа Вращающаяся лопатка для паровой турбины (варианты)
RU2515582C2 (ru) * 2008-10-14 2014-05-10 Дженерал Электрик Компани Рабочая лопатка паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины

Families Citing this family (53)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7008179B2 (en) * 2003-12-16 2006-03-07 General Electric Co. Turbine blade frequency tuned pin bank
US7942639B2 (en) 2006-03-31 2011-05-17 General Electric Company Hybrid bucket dovetail pocket design for mechanical retainment
US7588421B2 (en) * 2006-03-31 2009-09-15 General Electric Company Methods and apparatus for mechanical retainment of non-metallic fillers in pockets
US20070231141A1 (en) * 2006-03-31 2007-10-04 Honeywell International, Inc. Radial turbine wheel with locally curved trailing edge tip
US7866949B2 (en) * 2006-08-24 2011-01-11 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating a rotor for a steam turbine
US20080089789A1 (en) * 2006-10-17 2008-04-17 Thomas Joseph Farineau Airfoils for use with turbine assemblies and methods of assembling the same
DE102007059155A1 (de) * 2007-12-06 2009-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Herstellung von in Integralbauweise ausgebildeten Laufrädern für Verdichter und Turbinen
US20090155082A1 (en) * 2007-12-18 2009-06-18 Loc Duong Method to maximize resonance-free running range for a turbine blade
EP2315940B1 (en) * 2008-06-30 2016-08-03 Vestas Wind Systems A/S A test rig for testing blades for a wind turbine
US8210822B2 (en) * 2008-09-08 2012-07-03 General Electric Company Dovetail for steam turbine rotating blade and rotor wheel
US8100657B2 (en) * 2008-09-08 2012-01-24 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8096775B2 (en) * 2008-09-08 2012-01-17 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8057187B2 (en) * 2008-09-08 2011-11-15 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8052393B2 (en) * 2008-09-08 2011-11-08 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8118557B2 (en) * 2009-03-25 2012-02-21 General Electric Company Steam turbine rotating blade of 52 inch active length for steam turbine low pressure application
US7997873B2 (en) * 2009-03-27 2011-08-16 General Electric Company High efficiency last stage bucket for steam turbine
US8419370B2 (en) * 2009-06-25 2013-04-16 Rolls-Royce Corporation Retaining and sealing ring assembly
US8469670B2 (en) * 2009-08-27 2013-06-25 Rolls-Royce Corporation Fan assembly
US8435006B2 (en) * 2009-09-30 2013-05-07 Rolls-Royce Corporation Fan
US8735782B2 (en) * 2010-04-22 2014-05-27 General Electric Company System for forming brazed joint between tie wire and workpiece, and methods therefor
CN102434223B (zh) * 2011-12-13 2014-08-20 杭州汽轮机股份有限公司 大流量空冷汽轮机低压级组末级叶片
US8936435B2 (en) 2011-12-16 2015-01-20 General Electric Company System and method for root loss reduction in wind turbine blades
CN104093937B (zh) * 2012-01-25 2016-05-18 西门子公司 用于双流式流体机械的转子
US9151167B2 (en) 2012-02-10 2015-10-06 General Electric Company Turbine assembly
EP2685050B1 (en) 2012-07-11 2017-02-01 General Electric Technology GmbH Stationary vane assembly for an axial flow turbine
US10982551B1 (en) 2012-09-14 2021-04-20 Raytheon Technologies Corporation Turbomachine blade
US10215032B2 (en) 2012-10-29 2019-02-26 General Electric Company Blade having a hollow part span shroud
US9328619B2 (en) 2012-10-29 2016-05-03 General Electric Company Blade having a hollow part span shroud
EP2762678A1 (de) * 2013-02-05 2014-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Verstimmen eines Laufschaufelgitters
US10465531B2 (en) 2013-02-21 2019-11-05 General Electric Company Turbine blade tip shroud and mid-span snubber with compound contact angle
EP2964895A4 (en) * 2013-03-07 2016-12-28 United Technologies Corp HYBRID FAN SHOVELS FOR BEAM POWER STATIONS
WO2015112305A1 (en) 2014-01-24 2015-07-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane mistuning
US10443391B2 (en) 2014-05-23 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane asymmetry
US9587496B2 (en) 2014-08-07 2017-03-07 General Electric Company Turbine blade mid-span shroud
US9574450B2 (en) 2014-08-07 2017-02-21 General Electric Company Turbine blade mid-span shroud assembly
GB201511416D0 (en) * 2015-06-30 2015-08-12 Napier Turbochargers Ltd Turbomachinery rotor blade
EP3187685A1 (de) * 2015-12-28 2017-07-05 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum herstellen eines grundkörpers einer turbinenschaufel
US10677266B1 (en) * 2017-01-17 2020-06-09 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US10774651B1 (en) * 2017-01-17 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US11199096B1 (en) 2017-01-17 2021-12-14 Raytheon Technologies Corporation Turbomachine blade
US11767763B1 (en) * 2017-01-17 2023-09-26 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US10760592B1 (en) * 2017-01-17 2020-09-01 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US11698002B1 (en) * 2017-01-17 2023-07-11 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US10788049B1 (en) * 2017-01-17 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US10683761B1 (en) * 2017-01-17 2020-06-16 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US10760429B1 (en) * 2017-01-17 2020-09-01 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US10480535B2 (en) * 2017-03-22 2019-11-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan rotor with flow induced resonance control
US11231175B2 (en) * 2018-06-19 2022-01-25 General Electric Company Integrated combustor nozzles with continuously curved liner segments
US10920594B2 (en) * 2018-12-12 2021-02-16 Solar Turbines Incorporated Modal response tuned turbine blade
CN111458007B (zh) * 2020-05-06 2021-09-24 哈尔滨电机厂有限责任公司 一种汽轮发电机端部局部振动识别的方法
US11905845B1 (en) * 2021-10-21 2024-02-20 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method and system for repairing turbine airfoils
JP2023063900A (ja) 2021-10-25 2023-05-10 三菱重工業株式会社 翼、及びブリスク翼
US11860060B2 (en) 2022-04-05 2024-01-02 Rtx Corporation Integrally bladed rotor analysis and repair systems and methods

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1033197A (fr) * 1951-02-27 1953-07-08 Rateau Soc Amortisseurs de vibrations pour aubages mobiles de turbo-machines
US4108573A (en) * 1977-01-26 1978-08-22 Westinghouse Electric Corp. Vibratory tuning of rotatable blades for elastic fluid machines
JPS54114619A (en) * 1978-02-28 1979-09-06 Toshiba Corp Natural frequency adjusting method of turbine blade
CA1295018C (en) * 1987-09-23 1992-01-28 Westinghouse Electric Corporation Method and apparatus for determining resonant frequency of a turbine blade made of a material not responsive to a magnetic field
US4878810A (en) * 1988-05-20 1989-11-07 Westinghouse Electric Corp. Turbine blades having alternating resonant frequencies
US5116200A (en) 1990-06-28 1992-05-26 General Electric Company Apparatus and methods for minimizing vibrational stresses in axial flow turbines
US5480285A (en) 1993-08-23 1996-01-02 Westinghouse Electric Corporation Steam turbine blade
US5393200A (en) 1994-04-04 1995-02-28 General Electric Co. Bucket for the last stage of turbine
US5509784A (en) 1994-07-27 1996-04-23 General Electric Co. Turbine bucket and wheel assembly with integral bucket shroud
JP3178327B2 (ja) 1996-01-31 2001-06-18 株式会社日立製作所 蒸気タービン
JPH1054204A (ja) 1996-05-20 1998-02-24 General Electric Co <Ge> ガスタービン用の多構成部翼
GB9618096D0 (en) * 1996-08-29 1996-10-09 Rolls Royce Plc Identification of resonant frequencies of vibration of rotating blades
US5820348A (en) 1996-09-17 1998-10-13 Fricke; J. Robert Damping system for vibrating members
US5931641A (en) 1997-04-25 1999-08-03 General Electric Company Steam turbine blade having areas of different densities
DE19719406C1 (de) 1997-05-12 1998-11-19 Voith Hydro Gmbh & Co Kg Verfahren zum Betreiben einer hydraulischen Maschine
JP4058906B2 (ja) 1997-09-05 2008-03-12 株式会社日立製作所 蒸気タービン
US5988982A (en) 1997-09-09 1999-11-23 Lsp Technologies, Inc. Altering vibration frequencies of workpieces, such as gas turbine engine blades
JPH11182204A (ja) 1997-12-15 1999-07-06 Toshiba Corp タービン動翼
US6053699A (en) 1998-07-27 2000-04-25 General Electric Company Steam turbine having a brush seal assembly
JP3715458B2 (ja) * 1999-03-11 2005-11-09 株式会社東芝 タービンの動翼の振動管理方法
JP2001027103A (ja) * 1999-07-14 2001-01-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ターボ機械の静翼構造
US6415206B1 (en) 2000-02-24 2002-07-02 Simmonds Precision Products, Inc. Method for determining a minimal set of rotor blade adjustments
US6471482B2 (en) 2000-11-30 2002-10-29 United Technologies Corporation Frequency-mistuned light-weight turbomachinery blade rows for increased flutter stability
US6428278B1 (en) * 2000-12-04 2002-08-06 United Technologies Corporation Mistuned rotor blade array for passive flutter control
US6435834B1 (en) 2001-01-31 2002-08-20 General Electric Company Bucket and wheel dovetail connection for turbine rotors
JP2002266602A (ja) * 2001-03-06 2002-09-18 Hitachi Ltd 蒸気タービンの動翼

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2472943C2 (ru) * 2007-07-16 2013-01-20 Нуово Пиньоне Холдинг Спа Вращающаяся лопатка паровой турбины (варианты)
RU2472944C2 (ru) * 2007-07-16 2013-01-20 Нуово Пиньоне Холдинг Спа Вращающаяся лопатка для паровой турбины (варианты)
RU2515582C2 (ru) * 2008-10-14 2014-05-10 Дженерал Электрик Компани Рабочая лопатка паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины

Also Published As

Publication number Publication date
JP2004211705A (ja) 2004-07-29
RU2003137880A (ru) 2005-06-10
DE10359917A1 (de) 2004-07-08
US20040126235A1 (en) 2004-07-01
JP4721638B2 (ja) 2011-07-13
US6814543B2 (en) 2004-11-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2264541C2 (ru) Способ модификации лопатки ротора для паровой турбины, лопатка ротора для паровой турбины и многоступенчатая паровая турбина
EP2942481B1 (en) Rotor for a gas turbine engine
RU2347913C2 (ru) Ротор паровой или газовой турбины
US8075272B2 (en) Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8845295B2 (en) Turbine bucket
US8100657B2 (en) Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US7946823B2 (en) Steam turbine rotating blade
US8096775B2 (en) Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US20110274537A1 (en) Blade excitation reduction method and arrangement
US9963974B2 (en) Reduction of equally spaced turbine nozzle vane excitation
US5540551A (en) Method and apparatus for reducing vibration in a turbo-machine blade
US8057187B2 (en) Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US7997873B2 (en) High efficiency last stage bucket for steam turbine
US8251668B2 (en) Method and apparatus for assembling rotating machines
US7988424B2 (en) Bucket for the last stage of a steam turbine
US20090022601A1 (en) Steam Turbine Rotating Blade
EP3765713B1 (en) Mistuning of turbine blades with one or more internal cavities
JP6302172B2 (ja) タービンおよびタービンでの衝撃損失を低減するための方法
EP4273365A2 (en) Rotor blade system of turbine engines comprising mistuned blades
US8052393B2 (en) Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US7946820B2 (en) Steam turbine rotating blade
JPH08247018A (ja) 可変速運転用ポンプ水車
US20180089361A1 (en) Method for Scaling Turbomachine Airfoils

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE

Effective date: 20130315

QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE

Effective date: 20140829

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20141230