RU2499889C1 - Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины - Google Patents
Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2499889C1 RU2499889C1 RU2012109596/06A RU2012109596A RU2499889C1 RU 2499889 C1 RU2499889 C1 RU 2499889C1 RU 2012109596/06 A RU2012109596/06 A RU 2012109596/06A RU 2012109596 A RU2012109596 A RU 2012109596A RU 2499889 C1 RU2499889 C1 RU 2499889C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- last stage
- blade
- power
- turbine last
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени силовой турбины заключается в том, что угол раскрытия проточной части турбины в меридиональном сечении выбирают в пределах 13…23°, а отношение среднего диаметра рабочего колеса последней ступени силовой турбины к высоте рабочей лопатки на выходе из турбины от 3.5 до 4.0. Минимальную толщину полотна диска последней ступени турбины выбирают равной или большей ширины пера рабочей лопатки последней ступени силовой турбины в корневом сечении. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбины при достаточной динамической прочности рабочих лопаток последней ступени силовой турбины. 1 ил.
Description
Изобретение используется в области проектирования и конструкции газовых, силовых турбин лопаточных машин.
Чтобы повысить мощностной коэффициент полезного действия (КПД) ηт=Lт/(L*ад+с2/2), существующие силовые газовые турбины должны понижать выходную потерю скорости с2/2, то есть скорость рабочего тела на выходе из силовой турбины путем увеличения площади на выходе из турбины (см. «Основы проектирования турбин», под ред. д.т.н. Копелева С.З. Москва, Машиностроение, 1988 г.). Здесь Lт - полезная работа, отводимая от вала турбины, L*ад - адиабатическая работа расширения, подсчитанная по параметрам заторможенного потока на входе и выходе из турбины, с2 - скорость в выходном сечении рабочего колеса последней ступени турбины. Кроме этого пониженная скорость рабочего тела на выходе из силовой турбины уменьшает гидравлические потери в выходном устройстве, что в свою очередь увеличивает общий КПД газотурбинного двигателя.
Недостатком данного способа является то, что это влечет за собой увеличение угла раскрытия проточной части α и большую высоту рабочей лопатки l на выходе из турбины, приближающуюся к высоте лопаток паровых турбин.
В паровых турбинах, при отношениях среднего диаметра рабочей лопатки d последней ступени к высоте лопатки l в диапазоне d/l=3…4, соответствующем среднему уровню нагрузок (например, паровая турбина К-200-130-7, Ленинградского металлического завода - ЛМЗ (см. А.Д.Трухний «Стационарные паровые турбины», Москва, Энергоиздат, 1990 г., таблица 6.2, стр.247, 248), в диапазоне d/l=2.7...3 (например, паровая турбина К-210-130-3(6), ЛМЗ) с высокими уровнями нагрузок и диапазоне d/l=2.4…2.7 с крайними нагрузками (например, паровая турбина К-1200-240-3, ЛМЗ), для устранения вибрационных напряжений и для обеспечения динамической прочности наряду с применением бандажных, демпфирующих полок на периферии рабочих лопаток, применяют дополнительно кольцевые проволочные связи или кольцевые вставки в один или даже два ряда по высоте лопатки.
Недостаток данного способа приводит к большим гидравлическим потерям и снижению адиабатического КПД турбины.
Задача предлагаемого способа - обеспечить приемлемые адиабатические КПД газовой турбины с уменьшением выходной потери и повышением мощностного КПД турбины при достаточной динамической прочности рабочих лопаток последней ступени силовой турбины.
Решение задачи получения приемлемого адиабатического КПД газовой турбины и повышении мощностного КПД турбины с обеспечением динамической прочности последней рабочей лопатки турбины при угле раскрытия проточной части в меридиональном сечении в пределах 13…23° и соответственно отношении среднего диаметра рабочего колеса последней ступени силовой турбины к высоте рабочей лопатки на выходе из турбины от 3.5 до 4.0, минимальную толщину полотна диска последней ступени турбины выбирают равной или большей, чем ширина пера рабочей лопатки последней ступени силовой турбины в корневом сечении.
Выбор диапазона значения этого угла α в пределах 13°≤α≤23° связан с ограничениями конструктивного порядка, диффузорностью канала и увеличением гидравлических потерь. В свою очередь увеличение угла α приводит к увеличению высоты l рабочей лопатки и уменьшению отношения d/l среднего диаметра на выходе из рабочего колеса к высоте рабочей лопатки в диапазоне d/l=3.5…4.0. Углу раскрытия α=13° соответствует ~ d/l=4.0, а углу раскрытия α=23° соответствует ~ d/l=3.5. Чем больше угол раскрытия проточной части, тем меньше выходная скорость потока газа из турбины, ниже выходная потеря и выше мощностной КПД турбины. С увеличением высоты лопатки для угла раскрытия α=23° по сравнению с α=13° высота рабочей лопатки последней ступени турбины увеличивается на ~ 13% и для обеспечения формы пера и прочности лопатки на ~ 13% увеличивается ширина пера лопатки в корневом сечении.
На фигуре изображена схема силовой турбины с усиленным диском последней ступени турбины:
1 - угол раскрытия проточной части α; 2 - максимальная ширина лопатки b1; 3 - высота лопатки на выходе из турбины 1; 4 - максимальная ширина полотна диска b2; 5 - средний диаметр рабочей лопатки последней ступени турбины; 6 - статор силовой турбины; 7 - рабочее колесо последней ступени турбины.
Обычно мощностной КПД силовых турбин находится в диапазоне 0.8…0.85.
Например: мощностной КПД силовой турбины двигателя НК-16СТ составляет 0.827, а двигателя НК-16-18СТ - 0.8235, при этом у обоих этих двигателей отношение d/l=4.7.
У турбины, изображенной на фигуре, при d/l=3.92, мощностной КПД составляет 0.862, что существенно выше КПД перечисленных двигателей. Однако такое увеличение высоты лопатки на выходе из газовой турбины приводит к повышенным динамическим и вибрационным нагрузкам на рабочую лопатку. Решением этой проблемы является увеличение массы и толщины полотна диска.
Технический результат изобретения заключается в выборе минимальной толщины полотна диска в последних ступенях турбин больше или равной величине максимальной ширины пера рабочей лопатки или ширины рабочей лопатки в корневом сечении.
Действительно, динамические напряжения в рабочих лопатках турбин, особенно в силовых турбинах и турбинах низкого давления, в значительной мере зависят от толщины полотна диска. В практике проектирования, для соблюдения ограничений по динамической прочности, толщину полотна диска выбирают из условия отсутствия резонансов облопаченного колеса турбины с опасными гармониками возбуждающих нагрузок. Допустимость толщины диска при этом назначают в соответствии с результатами анализа дисперсионной или резонансной диаграмм.
Применение предлагаемого изобретения возможно также на ранних стадиях проектирования. В дальнейшем толщина диска может, при необходимости, корректироваться по результатам частотного анализа в сторону увеличения.
Claims (1)
- Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени силовой турбины, содержащей рабочие колеса, размещенные в статоре, отличающийся тем, что при угле раскрытия проточной части в меридиональном сечении в пределах 13…23° и соответственно отношении среднего диаметра рабочего колеса последней ступени силовой турбины к высоте рабочей лопатки на выходе из турбины от 3.5 до 4.0, минимальную толщину полотна диска последней ступени турбины выбирают равной или большей, чем ширина пера рабочей лопатки последней ступени силовой турбины в корневом сечении.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012109596/06A RU2499889C1 (ru) | 2012-03-13 | 2012-03-13 | Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012109596/06A RU2499889C1 (ru) | 2012-03-13 | 2012-03-13 | Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012109596A RU2012109596A (ru) | 2013-09-20 |
RU2499889C1 true RU2499889C1 (ru) | 2013-11-27 |
Family
ID=49182953
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012109596/06A RU2499889C1 (ru) | 2012-03-13 | 2012-03-13 | Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2499889C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2703844C1 (ru) * | 2018-10-04 | 2019-10-22 | Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК") | Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6375428B1 (en) * | 2000-08-10 | 2002-04-23 | The Boeing Company | Turbine blisk rim friction finger damper |
EP1564372A1 (fr) * | 2004-02-06 | 2005-08-17 | Snecma Moteurs | Dispositif de correction de balourd pour les disques rotoriques d'une turbomachine |
RU2304220C2 (ru) * | 2001-05-11 | 2007-08-10 | Снекма Моторс | Снижение вибрации в устройстве, содержащем ротор и неподвижные источники возмущений |
RU99066U1 (ru) * | 2010-07-15 | 2010-11-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации Минпромторг России | Ротор осевой многоступенчатой турбомашины |
DE102009033618A1 (de) * | 2009-07-17 | 2011-01-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Frequenzverstimmung eines Rotorkörpers einer Gasturbine und ein Rotor einer Gasturbine |
-
2012
- 2012-03-13 RU RU2012109596/06A patent/RU2499889C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6375428B1 (en) * | 2000-08-10 | 2002-04-23 | The Boeing Company | Turbine blisk rim friction finger damper |
RU2304220C2 (ru) * | 2001-05-11 | 2007-08-10 | Снекма Моторс | Снижение вибрации в устройстве, содержащем ротор и неподвижные источники возмущений |
EP1564372A1 (fr) * | 2004-02-06 | 2005-08-17 | Snecma Moteurs | Dispositif de correction de balourd pour les disques rotoriques d'une turbomachine |
DE102009033618A1 (de) * | 2009-07-17 | 2011-01-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Frequenzverstimmung eines Rotorkörpers einer Gasturbine und ein Rotor einer Gasturbine |
RU99066U1 (ru) * | 2010-07-15 | 2010-11-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации Минпромторг России | Ротор осевой многоступенчатой турбомашины |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2703844C1 (ru) * | 2018-10-04 | 2019-10-22 | Акционерное общество "РОТЕК" (АО "РОТЕК") | Способ оценки остаточного ресурса первой ступени газотурбинной установки |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012109596A (ru) | 2013-09-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2423510A3 (en) | Turbomachine with mixed-flow stage and method | |
US10221858B2 (en) | Impeller blade morphology | |
RU2687188C2 (ru) | Турбина фрэнсиса с короткими лопастями и коротким ободом | |
Galerkin et al. | CFD wind tunnel tests of Centrifugal stage return channel vane cascades | |
RU2499889C1 (ru) | Способ снижения динамических напряжений в рабочих лопатках последней ступени турбины | |
EP2639404A1 (en) | Exhaust diffuser for a turbine | |
EP3008345B1 (en) | Compressor impellers | |
Willinger et al. | Influence of blade loading criteria and design limits on the Cordier-line for axial flow fans | |
RU164736U1 (ru) | Силовая роторная турбина | |
Willinger | Theoretical interpretation of the CORDIER-lines for squirrel-cage and cross-flow fans | |
Monge et al. | Influence of design parameters on the performance of a multistage centrifugal compressor for supercritical carbon dioxide applications | |
Larralde et al. | Selection of gas compressors: part 6 | |
EA201200836A1 (ru) | Лопаточный аппарат рабочего колеса радиально-осевой гидротурбины | |
Karstadt et al. | A Physical Model for the Tip Vortex Loss: Experimental Validation and Scaling Method | |
JP5726236B2 (ja) | ターボ機械用のディフューザ | |
RU2631846C1 (ru) | Радиальный лопаточный диффузор центробежного компрессора | |
EP3290650A1 (en) | Low-pressure steam turbine diffuser for reducing shock losses | |
Zhang et al. | Study on pressure fluctuation and fluctuation reduction of a micro vortex pump | |
RU2685162C1 (ru) | Двухъярусная ступень с неразъемной вильчатой лопаткой | |
RU204975U1 (ru) | Многоступенчатый центробежный насос | |
RU196877U1 (ru) | Направляющий аппарат осевого компрессора | |
RU103148U1 (ru) | Рабочее колесо турбокомпрессора | |
Tupý et al. | Experimental research on ventilation at T10MW experimental steam turbine | |
RU2670993C1 (ru) | Компрессорный агрегат компримирования азото-водородной смеси в производстве аммиака (варианты) | |
Boonsuk et al. | Dynamic simulation of a direct-coupling 3-blade vertical-axis hydrokinetic turbine with a low speed generator |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140314 |