RU2338887C1 - Axial turbine stage - Google Patents
Axial turbine stage Download PDFInfo
- Publication number
- RU2338887C1 RU2338887C1 RU2007109540/06A RU2007109540A RU2338887C1 RU 2338887 C1 RU2338887 C1 RU 2338887C1 RU 2007109540/06 A RU2007109540/06 A RU 2007109540/06A RU 2007109540 A RU2007109540 A RU 2007109540A RU 2338887 C1 RU2338887 C1 RU 2338887C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- impeller
- nozzle
- visor
- flow
- axial turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к осевым турбинам, которые широко применяют в судостроении, авиации, космонавтике, в мобильных электростанциях и других областях техники.The invention relates to axial turbines, which are widely used in shipbuilding, aviation, astronautics, in mobile power plants and other technical fields.
Известны ступени осевых турбин, рабочее колесо которых имеет бандаж для уменьшения потерь кинетической энергии, связанных с утечкой рабочего тела в зазор между лопатками рабочего колеса и корпусом турбины (см. Емин О.Н., Зарицкий С.П. Воздушные и газовые турбины с одиночными соплами. Изд. Машиностроение, 1975 г., стр.15, рис.1.8).Axial turbine stages are known whose impeller has a bandage to reduce kinetic energy losses associated with the leakage of the working fluid into the gap between the impeller blades and the turbine body (see Emin O.N., Zaritsky S.P. Air and gas turbines with single nozzles, Publishing House of Mechanical Engineering, 1975, p. 15, Fig. 1.8).
При протекании рабочего тела в зазоре между сопловым аппаратом и рабочим колесом поток расширяется, поэтому поток рабочего тела при подходе к рабочему колесу имеет большую площадь, чем на выходе из соплового аппарата.When the working fluid flows in the gap between the nozzle apparatus and the impeller, the flow expands, therefore, the flow of the working fluid when approaching the impeller has a larger area than at the exit of the nozzle apparatus.
Для повышения эффективности выполняют проточную часть рабочего колеса таким образом, чтобы поток рабочего тела не ударялся ни в колесо, ни в бандаж, а полностью входил в каналы рабочего колеса.To increase the efficiency, the flow part of the impeller is made in such a way that the flow of the working fluid does not hit either the wheel or the bandage, but completely enters the channels of the impeller.
По этой причине каналы рабочего колеса имеют так называемую "перекрышу" Δhн и Δhвн.For this reason, the channels of the impeller have the so-called "overlap" Δh n and Δh ext .
Известна также ступень осевой турбины, включающая в себя сопловой аппарат, рабочее колесо, бандаж рабочего колеса, снабженный уплотняющим козырьком, бандаж рабочего колеса у которых имеет козырек. Козырек образует закрытый осевой зазор между сопловым аппаратом и рабочим колесом (см. Фершалов Ю.Я. Разработка моделей малорасходных турбинных ступеней и стенда для исследования сопловых аппаратов. // Судостроение. 2004. №6. - С.42-46, рис.4 на стр.46).A step of an axial turbine is also known, including a nozzle apparatus, an impeller, an impeller bandage provided with a sealing visor, the impeller bandage of which has a visor. The visor forms a closed axial clearance between the nozzle apparatus and the impeller (see Fershalov Yu.Ya. Development of models of low-flow turbine stages and a bench for the study of nozzle apparatuses // Shipbuilding. 2004. No. 6. - P. 42-46, Fig. 4 on page 46).
Недостатком известных ступеней осевых турбин является то, что они обладают недостаточно высокой эффективностью.A disadvantage of the known stages of axial turbines is that they do not have high enough efficiency.
Это связано с тем, что:This is due to the fact that:
- неверно рассчитанная "перекрыша" обуславливает большие потери кинетической энергии потока рабочего тела. При недостаточной "перекрыше" поток бьется в бандаж или в плоскость рабочего колеса. При завышенных значениях "перекрыши" появляются "лишние объемы", наличие которых приводит к завихрению и радиальным перемещениям потока, что значительно снижает эффективность ступени в целом. Эта проблема особенно актуальна в турбинах, работающих на переменных режимах. В данный момент времени не выполняют "перекрышу", автоматически подстраивающуюся к новому режиму, так как это связано с неоправданно огромными затратами и снижением надежности конструкции в целом;- incorrectly calculated "overlap" causes large losses of kinetic energy of the flow of the working fluid. With insufficient "overlap" the flow beats in the bandage or in the plane of the impeller. With overestimated “overlapping” values, “excess volumes” appear, the presence of which leads to swirl and radial displacements of the flow, which significantly reduces the efficiency of the stage as a whole. This problem is especially relevant in turbines operating in variable modes. At the moment, they do not perform “overlap”, which automatically adjusts to the new regime, since this is associated with unreasonably huge costs and a decrease in the reliability of the structure as a whole;
- большой уровень потерь энергии происходит при дросселировании потока на выходе из косого среза сопел;- a large level of energy loss occurs when the flow is throttled at the exit from the oblique nozzle exit;
- особенно значительными являются потери кинетической энергии при отрыве потока рабочего тела от поверхности косого среза;- Especially significant are the loss of kinetic energy when the flow of the working fluid is separated from the surface of the oblique section;
- при переходе рабочего тела от соплового аппарата к рабочему колесу (в зазоре между ними) поток теряет часть энергии на радиальное расширение, что вызывает потерю мощности на рабочем колесе;- when the working fluid passes from the nozzle apparatus to the impeller (in the gap between them), the flow loses some of the energy for radial expansion, which causes a loss of power on the impeller;
- велики потери энергии на трение о поверхность сопла в косом срезе.- large energy losses due to friction on the surface of the nozzle in an oblique section.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое техническое решение, является повышение эффективности работы ступени осевой турбины.The task to which the proposed technical solution is directed is to increase the efficiency of the axial turbine stage.
Технический результат, который достигается при решении поставленной задачи, выражается в повышении коэффициента полезного действия ступеней осевых турбин за счет максимально возможного использования кинетической энергии потока рабочего тела рабочим колесом.The technical result that is achieved when solving the problem is expressed in increasing the efficiency of the stages of the axial turbines due to the maximum possible use of the kinetic energy of the flow of the working fluid by the impeller.
Поставленная задача решается тем, что ступень осевой турбины, включающая в себя сопловой аппарат, рабочее колесо, бандаж рабочего колеса, снабженный уплотняющим козырьком, отличается тем, что козырек бандажа рабочего колеса выполнен как продолжение периферийной поверхности выходной части сопла и его косого среза, при этом названный козырек, по меньшей мере, частично размещен в проточной части соплового аппарата, кроме того, рабочее колесо снабжено дополнительным козырьком, выполненным как продолжение корневой поверхности выходной части сопла, при этом дополнительный козырек, по меньшей мере, частично размещен в проточной части соплового аппарата.The problem is solved in that the stage of the axial turbine, which includes a nozzle apparatus, an impeller, an impeller bandage provided with a sealing visor, is characterized in that the impeller band visor is made as a continuation of the peripheral surface of the nozzle exit part and its oblique cut, the said visor is at least partially located in the flowing part of the nozzle apparatus, in addition, the impeller is equipped with an additional visor made as an extension of the root surface of the outlet part and a nozzle, the additional visor being at least partially placed in the flow part of the nozzle apparatus.
Сопоставительный анализ существенных признаков предлагаемого технического решения с существенными признаками аналогов и прототипа свидетельствует о его соответствии критерию «новизна».A comparative analysis of the essential features of the proposed technical solution with the essential features of analogues and prototype indicates its compliance with the criterion of "novelty."
При этом отличительные признаки формулы изобретения решают следующие функциональные задачи.In this case, the distinguishing features of the claims solve the following functional tasks.
Признаки «...козырек бандажа рабочего колеса выполнен как продолжение периферийной поверхности выходной части сопла и его косого среза, при этом названный козырек, по меньшей мере, частично размещен в проточной части соплового аппарата...» позволяют объединить периферийную поверхность сопел и периферийную поверхность канала рабочего колеса в одно целое, что позволяет организовать оптимальное течение рабочего тела вдоль периферийной поверхности проточной части ступени.The signs "... the visor bandage visor is made as a continuation of the peripheral surface of the nozzle exit part and its oblique cut, while the said visor is at least partially placed in the flow part of the nozzle apparatus ..." allow you to combine the peripheral surface of the nozzles and the peripheral surface the channel of the impeller as a whole, which allows you to organize the optimal flow of the working fluid along the peripheral surface of the flowing part of the stage.
Признак «...рабочее колесо снабжено дополнительным козырьком, выполненным как продолжение корневой поверхности выходной части сопла, при этом дополнительный козырек, по меньшей мере, частично размещен в проточной части соплового аппарата...» позволяет организовать оптимальное течение рабочего тела вдоль корневой поверхности проточной части ступени.The sign "... the impeller is equipped with an additional visor made as a continuation of the root surface of the nozzle exit part, while the additional visor is at least partially placed in the flow part of the nozzle apparatus ..." allows you to organize the optimal flow of the working fluid along the root surface of the flow parts of the stage.
На фиг.1 показан фронтальный разрез ступени осевой турбины, на фиг.2 - профильный разрез ступени осевой турбины по А-А.Figure 1 shows the frontal section of the stage of the axial turbine, figure 2 is a profile section of the stage of the axial turbine along AA.
Ступень осевой турбины включает сопловой аппарат 1, рабочее колесо 2, бандаж рабочего колеса 3. Сопловой аппарат 1 имеет две кольцевые проточки: периферийную проточку 4 и корневую проточку 5. У периферийной проточки 4 минимальный диаметр равен диаметру периферийной поверхности проточной части сопел 6 с некоторым минимальным зазором относительно козырька 7, который выполнен на бандаже 3. Зазор необходим для обеспечения вращения рабочего колеса относительно неподвижного соплового аппарата. У корневой проточки 5 максимальный диаметр равен диаметру корневой поверхности сопел 6 с некоторым минимальным зазором относительно козырька 8, который выполнен на рабочем колесе 2. Зазоры необходимы для обеспечения вращения рабочего колеса относительно лопаток неподвижного соплового аппарата. Рабочее колесо 2 имеет два козырька, первый 7 выполнен на бандаже 3, причем диаметр его внутренней поверхности должен быть равен диаметру периферийной поверхности проточной части сопел 6. Второй козырек 8 выполнен на рабочем колесе 2, причем диаметр его внешней поверхности должен быть равен диаметру корневой поверхности сопел 6. Остальные поверхности обоих козырьков 7 и 8 должны соответствовать остальным поверхностям проточек соплового аппарата 1 с некоторым минимально возможным зазором, чтобы не препятствовать вращению рабочего колеса относительно соплового аппарата. В составе турбинной ступени внутренняя поверхность первого козырька 7, выполненного на бандаже 3, заменяет поверхность периферийной части косого среза и выходного (разгонного) участка (целиком или частично) сопел 6, а наружная поверхность второго козырька 8, выполненного на рабочем колесе 2, заменяет поверхность корневой части косого среза и выходной части (целиком или частично) сопел 6. При этом остальные поверхности на выходе сопел 6 и в его косом срезе повторяют форму козырьков 7 и 8 с некоторым зазором. Проточная часть сопел 6 с косым срезом остается расчетной.The stage of the axial turbine includes a nozzle apparatus 1, an impeller 2, a bandage of the impeller 3. The nozzle apparatus 1 has two annular grooves: a peripheral groove 4 and a root groove 5. For peripheral groove 4, the minimum diameter is equal to the diameter of the peripheral surface of the flowing part of nozzles 6 with some minimum the gap relative to the visor 7, which is made on the brace 3. The gap is necessary to ensure rotation of the impeller relative to the stationary nozzle apparatus. At the root groove 5, the maximum diameter is equal to the diameter of the root surface of the nozzles 6 with a certain minimum gap relative to the visor 8, which is made on the impeller 2. The gaps are necessary to ensure rotation of the impeller relative to the blades of the stationary nozzle apparatus. The impeller 2 has two visors, the first 7 is made on the band 3, and the diameter of its inner surface should be equal to the diameter of the peripheral surface of the flowing part of the nozzles 6. The second visor 8 is made on the impeller 2, and the diameter of its outer surface must be equal to the diameter of the root surface nozzles 6. The remaining surfaces of both visors 7 and 8 must correspond to the remaining surfaces of the grooves of the nozzle apparatus 1 with some minimum possible clearance so as not to impede the rotation of the impeller regarding nozzle apparatus. As part of the turbine stage, the inner surface of the first visor 7, made on the band 3, replaces the surface of the peripheral part of the oblique cut and the output (acceleration) section (in whole or in part) of the nozzles 6, and the outer surface of the second visor 8, made on the impeller 2, replaces the surface the root part of the oblique cut and the output part (in whole or in part) of the nozzles 6. In this case, the remaining surfaces at the exit of the nozzles 6 and in its oblique cut repeat the shape of the visors 7 and 8 with some clearance. The flowing part of the nozzles 6 with an oblique cut remains calculated.
Ступень осевой турбины работает следующим образом.The stage of the axial turbine operates as follows.
Поток рабочего тела разгоняется в соплах 6 соплового аппарата 1, выходными (периферийными и корневыми) поверхностями которых являются вращающиеся поверхности козырьков 7, расположенных на бандаже 3 и 8 на рабочем колесе 2. В отличие от традиционных ступеней в предлагаемой конструкции трение о стенки не является потерей энергии. Это происходит из-за того, что, вращаясь вместе с рабочим колесом 2, козырьки 7 и 8 используют энергию потока рабочего тела, летящего под углом в направлении вращения рабочего колеса 2. Таким образом, благодаря трению появляется сила, подкручивающая рабочее колесо 2. Кроме того, вращение поверхностей козырьков препятствует отрыву потока от них (который негативно сказывается на эффективности ступени) за счет снижения скорости потока рабочего тела относительно вращающихся поверхностей. Внедрение козырьков 7 и 8 в сопловой аппарат 1 позволяет устранить «дросселирование» потока при выходе его из сопел в зазор между рабочим колесом и сопловым аппаратом. После этого поток рабочего тела попадает в проточную часть каналов рабочего колеса 2. В связи с тем, что в предлагаемой конструкции "перекрыша" отсутствует, это исключает радиальные течения газа, которые снижают эффективность турбины.The flow of the working fluid is accelerated in the nozzles 6 of the nozzle apparatus 1, the output (peripheral and root) surfaces of which are the rotating surfaces of the visors 7 located on the brace 3 and 8 on the impeller 2. Unlike traditional steps in the proposed design, the friction against the walls is not a loss energy. This is due to the fact that, rotating together with the impeller 2, the visors 7 and 8 use the energy of the flow of the working fluid, flying at an angle in the direction of rotation of the impeller 2. Thus, due to friction, a force appears that tightens the impeller 2. In addition to Moreover, the rotation of the surfaces of the visors prevents separation of the flow from them (which negatively affects the efficiency of the stage) by reducing the flow rate of the working fluid relative to the rotating surfaces. The introduction of the visors 7 and 8 in the nozzle apparatus 1 allows you to eliminate the "throttling" of the flow when it leaves the nozzles in the gap between the impeller and the nozzle apparatus. After that, the flow of the working fluid enters the flowing part of the channels of the impeller 2. Due to the fact that in the proposed design there is no "overlap", this eliminates radial gas flows that reduce the efficiency of the turbine.
В предлагаемой конструкции проточная часть, начиная с входа рабочего тела в сопла 6 соплового аппарата 1 и заканчивая выходом его из рабочего колеса 2, является единым целым для потока рабочего тела, что позволяет организовать движения потока рабочего тела оптимальным образом.In the proposed design, the flowing part, starting from the entrance of the working fluid into the nozzles 6 of the nozzle apparatus 1 and ending with its exit from the impeller 2, is a single unit for the flow of the working fluid, which makes it possible to optimize the movement of the flow of the working fluid.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007109540/06A RU2338887C1 (en) | 2007-03-15 | 2007-03-15 | Axial turbine stage |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007109540/06A RU2338887C1 (en) | 2007-03-15 | 2007-03-15 | Axial turbine stage |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2338887C1 true RU2338887C1 (en) | 2008-11-20 |
Family
ID=40241328
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007109540/06A RU2338887C1 (en) | 2007-03-15 | 2007-03-15 | Axial turbine stage |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2338887C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011021965A1 (en) * | 2009-08-18 | 2011-02-24 | ИВАННИКOВA, Светлана | Enhanced efficiency turbine tip (embodiments) |
| RU2457336C1 (en) * | 2011-01-11 | 2012-07-27 | Светлана Владимировна Иванникова | Higher-efficiency turbine blading (versions) |
-
2007
- 2007-03-15 RU RU2007109540/06A patent/RU2338887C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ФЕРШАЛОВ Ю.Я. РАЗРАБОТКА МОДЕЛЕЙ МАЛОРАСХОДНЫХ ТУРБИННЫХ СТУПЕНЕЙ И СТЕНДА ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ СОПЛОВЫХ АППАРАТОВ, СУДОСТРОЕНИЕ, 2004, N6, с.46, рис.4. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011021965A1 (en) * | 2009-08-18 | 2011-02-24 | ИВАННИКOВA, Светлана | Enhanced efficiency turbine tip (embodiments) |
| RU2457336C1 (en) * | 2011-01-11 | 2012-07-27 | Светлана Владимировна Иванникова | Higher-efficiency turbine blading (versions) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2333237B1 (en) | Multistage bladed tip fan | |
| EP2333238A2 (en) | Gas turbine engine with outer fans | |
| US10233868B2 (en) | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines | |
| EP3181868A1 (en) | Control of intercooled cooling air by heat exchanger bypass | |
| US20160237906A1 (en) | Intercooled cooling air with heat exchanger packaging | |
| CN107013268B (en) | Compression fairing for jet engine exhaust | |
| US20120131902A1 (en) | Aft fan adaptive cycle engine | |
| EP3734052B1 (en) | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines | |
| CN109630209A (en) | A kind of band is prewhirled the turbine disk chamber seal structure of bleed | |
| CN108930557B (en) | Method and system for compressor vane leading edge auxiliary vane | |
| JP2016050494A5 (en) | ||
| CN109723576A (en) | A kind of air turbo rocket novel high-pressure is than big flow turbo charging installation | |
| RU2338887C1 (en) | Axial turbine stage | |
| EP3196409A2 (en) | Turbine compressor vane | |
| EP3190261A1 (en) | Stator rim structure for a turbine engine | |
| JP2017129138A (en) | Turbine rear frame for turbine engine | |
| CA2938121C (en) | Counter-rotating compressor | |
| EP3109435B1 (en) | Intercooled cooling air with heat exchanger packaging | |
| EP3628595A1 (en) | Nacelle intake | |
| RU2614946C2 (en) | Jet-reactive turbine | |
| CN213928558U (en) | Gas turbine and compressor casing gas-entraining structure thereof | |
| CN113833571A (en) | Turbine engine component with sets of deflectors | |
| RU2302558C1 (en) | Compressor of gas-turbine engine | |
| US20180347403A1 (en) | Turbine engine with undulating profile | |
| CN109209644A (en) | Blade tip turbogenerator |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120706 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160316 |