RU2506430C2 - Рабочая лопатка паровой турбины для части низкого давления паротурбинного двигателя - Google Patents
Рабочая лопатка паровой турбины для части низкого давления паротурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2506430C2 RU2506430C2 RU2009133263/06A RU2009133263A RU2506430C2 RU 2506430 C2 RU2506430 C2 RU 2506430C2 RU 2009133263/06 A RU2009133263/06 A RU 2009133263/06A RU 2009133263 A RU2009133263 A RU 2009133263A RU 2506430 C2 RU2506430 C2 RU 2506430C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flat part
- flat
- recess
- blades
- shank
- Prior art date
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
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
-
- 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
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- 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
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- 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
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
Рабочая лопатка (20) паровой турбины для части низкого давления паротурбинного двигателя (10). Рабочая лопатка (20) паровой турбины содержит аэродинамическую часть (42), к одному концу которой прикреплена корневая часть (44). От корневой части (44) проходит хвостовик (40) с пазовым замком, который представляет собой хвостовик (40) со скошенным осевым входом. К аэродинамической части (42) на конце, противоположном корневой части (44), присоединена концевая часть (46). Бандаж (48) выполнен за одно целое как часть концевой части (46). Бандаж (48) имеет первую плоскую часть (52), вторую плоскую часть (54) и углубление (56), расположенное в боковом направлении между первой плоской частью (52) и второй плоской частью (54). Углубление (56) расположено ниже первой плоской части (52) на первом конце, где первая плоская часть и углубление (56) примыкают друг к другу, и приподнимается вверх до второй плоской части (54) на втором конце, где вторая плоская часть и углубление примыкают друг к другу. Вторая плоская часть (54) приподнята над первой плоской частью (52). Бандаж (48) расположен под углом относительно концевой части (46), который находится в диапазоне от приблизительно 10 градусов до приблизительно 30 градусов. Позволяет увеличить рабочие скорости в последней ступени части низкого давления паровой турбины. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится в целом к рабочей лопатке для паровой турбины, а конкретнее, к рабочей лопатке, имеющей геометрию, способствующую увеличению рабочих скоростей, для использования в последней ступени части низкого давления паровой турбины.
Канал прохождения потока пара в паровой турбине в целом формируется неподвижным корпусом и ротором. В этой конструкции большое количество неподвижных направляющих лопаток присоединены к корпусу в виде ряда лопаток, расположенных по окружности и проходящих во внутреннем направлении в канал прохождения потока пара. Точно так же, большое количество рабочих лопаток присоединены к ротору в виде ряда лопаток, расположенных по окружности и проходящих в наружном направлении в канал прохождения потока пара. Неподвижные лопатки и рабочие лопатки расположены чередующимися рядами так, что ряд неподвижных лопаток и расположенный сразу за ним ряд рабочих лопаток образуют ступень. Неподвижные лопатки служат для направления потока пара так, чтобы он входил в расположенный за ними ряд рабочих лопаток под правильным углом. Аэродинамический профиль лопаток извлекают энергию из пара, развивая, таким образом, мощность, необходимую для приведения во вращение ротора и присоединенной к нему нагрузки.
По мере прохождения водяного пара через паровую турбину его давление падает в каждой последующей ступени, пока не достигается требуемое выпускное давление. Таким образом, свойства водяного пара, такие как температура, давление, скорость и влагосодержание изменяются от ряда к ряду, поскольку водяной пар расширяется, проходя по своей траектории. Следовательно, в каждом ряду лопаток используются лопатки, имеющие аэродинамический профиль, который оптимизирован для состояния водяного пара, соответствующего этому ряду.
В дополнение к состоянию водяного пара, лопатки также выполнены с учетом центробежных нагрузок, которые они испытывают во время работы. В частности, большие центробежные нагрузки прикладываются к лопаткам из-за высокой скорости вращения ротора, что, в свою очередь, приводит к возникновению механических напряжений в лопатках. Снижение концентрации механических напряжений в лопатках является проблемой проектирования, причем это особенно касается последних рядов лопаток части низкого давления паровой турбины, где лопатки имеют больший размер и вес из-за большего размера и подвергаются коррозийным воздействиям из-за влажности в потоке водяного пара.
Эта проблема, связанная с проектированием рабочих лопаток для части низкого давления турбины, усиливается тем фактом, что аэродинамический профиль лопаток в целом определяет силы, действующие на лопатки, механическую прочность лопаток, их резонансные частоты и термодинамические рабочие характеристики. Эти соображения накладывают ограничения на выбор аэродинамического профиля лопаток, поэтому оптимальный аэродинамический профиль лопаток для конкретного ряда является вопросом компромисса между механическими и аэродинамическими свойствами, связанными с профилем.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В одном аспекте настоящего изобретения предложена рабочая лопатка паровой турбины. Рабочая лопатка содержит аэродинамическую часть, к одному концу которой присоединена корневая часть. От корневой части отходит хвостовик с пазовым замком, который представляет собой хвостовик со скошенным осевым входом. К аэродинамической части на конце, противоположном корневой части, присоединена концевая часть, за одно целое с которой выполнен бандаж, имеющий первую плоскую часть, вторую плоскую часть, углубление, расположенное в боковом направлении между первой плоской частью и второй плоской частью. Углубление расположено ниже первой плоской части на первом конце, где первая плоская часть и углубление примыкают друг к другу. Углубление приподнимается вверх до второй плоской части на втором конце, где вторая плоская часть и углубление примыкают друг к другу. Вторая плоская часть приподнята над первой плоской частью. Бандаж расположен под углом относительно концевой части, причем угол лежит в диапазоне приблизительно от 10 градусов до приблизительно 30 градусов.
В другом аспекте настоящего изобретения предложена часть низкого давления паровой турбины. В этом аспекте настоящего изобретения ряд лопаток последней ступени паровой турбины размещен вокруг рабочего колеса турбины. Каждая лопатка из этого ряда лопаток имеет аэродинамическую часть, длина которой составляет приблизительно 10,56 дюймов (26,82 сантиметра) или больше этой величины. К одному концу аэродинамической части присоединена корневая часть, от которой проходит хвостовик с пазовым замком, причем хвостовик представляет собой хвостовик со скошенным осевым входом. К аэродинамической части на конце, противоположном корневой части, присоединена концевая часть. За одно целое с концевой частью выполнен бандаж, который имеет первую часть, нависающую над стороной повышенного давления аэродинамической части, и вторую часть, нависающую над стороной пониженного давления аэродинамической части. Бандаж размещен под углом относительно концевой части, причем угол лежит в диапазоне приблизительно от 10 градусов до приблизительно 30 градусов.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг.1 представляет собой вид в аксонометрии в частичном разрезе паровой турбины;
Фиг.2 представляет собой вид в аксонометрии рабочей лопатки паровой турбины в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения;
Фиг.3 представляет собой увеличенный вид в аксонометрии хвостовика с пазовым замком со скошенным осевым входом, изображенного на лопатке, показанной на Фиг.2, в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения;
Фиг.4 представляет собой вид сбоку в аксонометрии, изображающий увеличенный вид бандажа, изображенного в Фиг.2, в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения; и
Фиг.5 представляет собой вид в аксонометрии, иллюстрирующий взаимосвязь смежных бандажей в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
По меньшей мере один вариант выполнения настоящего изобретения описан ниже со ссылкой на его применение в связи с работой паротурбинного двигателя. Кроме того, по меньшей мере один вариант выполнения настоящего изобретения описан ниже со ссылкой на расчетные размеры и содержащий ряд расчетных измерений. Однако для специалистов, использующих идею изобретения, должно быть очевидно, что настоящее изобретение аналогично применимо к любой подходящей турбине и/или двигателю. Также, для специалистов, использующих идею изобретения, должно быть очевидно, что настоящее изобретение аналогично применимо к различным масштабам расчетных размеров и/или расчетных измерений.
Со ссылкой на чертежи, Фиг.1 показывает вид в аксонометрии в частичном разрезе паровой турбины 10. Паровая турбина 10 содержит ротор 12, содержащий вал 14 и ряд отстоящих друг от друга в осевом направлении рабочих колес 18. Рабочие лопатки 20 механически присоединены к каждому рабочему колесу 18 ротора. Более конкретно, лопатки 20 расположены рядами, которые проходят по окружности вокруг каждого рабочего колеса 18. Неподвижные лопатки 22 проходят по окружности вокруг вала 14 и расположены в осевом направлении между смежными рядами лопаток 20. Неподвижные лопатки 22 совместно с лопатками 20 образуют ступень турбины и ограничивают часть канала прохождения пара через турбину 10.
При работе водяной пар 24 поступает во входной патрубок 26 турбины 10 и направляется через неподвижные лопатки 22. Лопатки 22 направляют водяной пара 24 вниз по потоку к лопаткам 20. Водяной пар 24 проходит через остальные ступени, передавая силу лопаткам 20 и вызывая вращение вала 14. По меньшей мере один конец турбины 10 может выступать в радиальном направлении в сторону от ротора 12 и может быть присоединен к нагрузке или механизму (не показаны), например, но не ограничиваясь этим, к генератору и/или другой турбине. Соответственно, большой паротурбинный агрегат может фактически включать несколько турбин, которые все коаксиально присоединены к одному и тому же валу 14. Такой узел может, например, содержать турбину высокого давления, присоединенную к турбине среднего давления, которая присоединена к турбине низкого давления.
В одном варианте выполнения настоящего изобретения и как изображено на Фиг.1, турбина 10 содержит пять ступеней, обозначенных L0, L1, L2, L3 и L4. Ступень L4 представляет собой первую ступень и является наименьшей (в радиальном направлении) из пяти ступеней. Ступень L3 представляет собой вторую ступень и является следующей ступенью в осевом направлении. Ступень L2 представляет собой третью ступень и показана расположенной в середине этих пяти ступеней. Ступень L1 представляет собой четвертую, предпоследнюю ступень. Ступень L0 представляет собой последнюю ступень и является самой большой (в радиальном направлении). Нужно понимать, что пять ступеней показаны только в качестве одного примера, при этом турбина низкого давления может иметь больше или меньше пяти ступеней.
Фиг.2 представляет собой вид в аксонометрии рабочей лопатки 20 паровой турбины в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения. Лопатка 20 содержит сторону 30 повышенного давления и сторону 32 пониженного давления, соединенные вместе на передней кромке 34 и задней кромке 36. Хорда лопатки представляет собой расстояние, измеренное от задней кромки 36 до передней кромки 34 в любой точке вдоль радиальной длины 38. В иллюстративном варианте выполнения радиальная длина 38 или длина лопатки приблизительно равна 10,56 дюйма (26,82 сантиметра). Хотя длина лопатки в иллюстративном варианте выполнения составляет приблизительно 10,56 дюйма (26,82 сантиметра), специалистам должно быть понятно, что идея изобретения применима также к различным величинам этого расчетного размера. Например, специалист может применить изменение масштаба к лопатке 20 с коэффициентом пропорциональности, таким как 1,2, 2 и 2,4, чтобы получить длину лопатки, равную, соответственно, 12,67 дюймов (32,18 сантиметра), 21,12 дюйма (53,64 сантиметра) и 25,34 дюймов (64,36 сантиметра).
Лопатка 20 выполнена с хвостовиком 40 с пазовым замком, аэродинамической частью 42 и корневой частью 44, проходящей между ними. Аэродинамическая часть 42 проходит в радиальном направлении наружу от корневой части 44 к концевой части 46. Бандаж 48 выполнен в виде единого целого как часть концевой части 46 с радиусом 50 галтели, расположенной в промежуточной части. Как показано на Фиг.2, бандаж 48 имеет первую плоскую часть 52, вторую плоскую часть 54 и углубление 56, расположенное в боковом направлении между первой плоской частью 52 и второй плоской частью 54. Углубление 56 расположено ниже первой плоской части 52 на первом конце, где первая плоская часть и углубление 56 примыкают друг к другу. Углубление 56 приподнято вверх до второй плоской части 54 на втором конце, где вторая плоская часть и углубление примыкают друг к другу. Как показано на Фиг.2, вторая плоская часть 54 приподнята над первой плоской частью 52. В этой конструкции бандаж 48 расположен под углом относительно концевой части 46, причем угол имеет значения в диапазоне от приблизительно 10 градусов до приблизительно 30 градусов, причем угол равный 22,5 градусам является предпочтительным. В иллюстративном варианте выполнения хвостовик 40, аэродинамическая часть 42, корневая часть 44, концевая часть 46 и бандаж 48, все изготовлены как единая деталь из коррозионностойкого материала, как, например, хромированной стали высокой прочности. В иллюстративном варианте выполнения лопатка 20 присоединена к рабочему колесу 18 турбины (изображена на Фиг.1) через хвостовик 40 и проходит в радиальном наружном направлении от рабочего колеса 18 турбины.
Фиг.3 представляет собой увеличенный вид в аксонометрии хвостовика 40, показанного на лопатке, изображенной на Фиг.2 в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения. В этом варианте выполнения хвостовик 40 представляет собой хвостовик со скошенным осевым входом, имеющим угол скоса, равный приблизительно 21 градусу, который взаимодействует с сопряженным пазом, ограниченным в рабочем колесе 18 турбины (показан на Фиг.1). В одном варианте выполнения хвостовик со скошенным осевым входом имеет конструкцию с тремя выступами, которая имеет шесть контактных поверхностей для взаимодействия с рабочим колесом 18 турбины (показан на Фиг.1). Хвостовик со скошенным осевым входом является предпочтительным для получения распределения средних и локальных механических напряжений, защиту в условиях повышенной скорости, превышающей допустимую, и адекватных пределов пластической усталости (LCF), а также для предпочтительного размещения корневой части 44 аэродинамической части. Кроме того, на Фиг.З показано, что хвостовик 40 имеет осевую ширину 43, которая в одном варианте выполнения может находиться в диапазоне от приблизительно 3,87 дюймов (9,85 сантиметров) до приблизительно 9,24 дюймов (23,64 сантиметров), причем значение, равное 3,87 дюймам (9,85 сантиметров), является предпочтительной шириной. Хвостовик 40 также имеет канавку 41, выполненную приблизительно на 360 градусов, которая удерживает фиксирующую проволоку для поддержания осевого положения лопатки 20. Специалисты понимают, что хвостовик со скошенным осевым входом может иметь больше или меньше чем три выступа. Принадлежащая настоящему правообладателю заявка на патент США с регистрационным номером 12/205,939 (номер дела GE 229084), озаглавленная «ХВОСТОВИК С ПАЗОВЫМ ЗАМКОМ ДЛЯ РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ ПАРОВОЙ ТУРБИНЫ И РАБОЧЕЕ КОЛЕСО РОТОРА», поданная одновременно с настоящей заявкой, содержит более подробное обсуждение хвостовика с пазовым замком.
В дополнение к обеспечению дополнительных деталей относительно хвостовика 40, на Фиг.3 также изображен увеличенный вид области перехода, где хвостовик 40 проходит от корневой части 44. В частности, на Фиг.3 показан радиус 58 галтели в месте, где корневая часть 44 переходит в платформу 60 хвостовика 40.
На Фиг.4 изображен вид сбоку в аксонометрии, показывающий увеличенный вид бандажа 48, изображенного на Фиг.2, в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения. Как упомянуто выше, бандаж 48 имеет первую плоскую часть 52, вторую плоскую часть 54 и углубление 56, расположенное в боковом направлении между первой плоской частью 52 и второй плоской частью 54. Углубление 56 расположено ниже первой плоской части 52 на первом конце, где первая плоская часть и углубление 56 примыкают друг к другу. Углубление 56 приподнято вверх до второй плоской части 54 на втором конце, где вторая плоская часть и углубление примыкают друг к другу. Вторая плоская часть 54 приподнята над первой плоской частью 52. На Фиг.4 также показано, что бандаж 48 проходит от места 62 вдоль концевой части 46, которое расположено на заданном расстоянии от передней кромки 34 лопатки 20, до задней кромки 36 лопатки. Кроме того, первая плоская часть 52 бандажа 48 нависает над стороной 30 повышенного давления лопатки 20, а вторая плоская часть 54 бандажа 48 нависает над стороной 32 пониженного давления лопатки 20. В этой конструкции бандаж 48 расположен под углом относительно концевой части 46, причем угол имеет значения в диапазоне от приблизительно 10 градусов до приблизительно 30 градусов, причем угол равный 22,5 градусам является предпочтительным. На Фиг.4 также показано, что бандаж 48 имеет неконтактирующую поверхность 64, которая выполнена так, что она не вступает в контакт со смежными бандажами лопаток в ступени паровой турбины, и контактирующую поверхность 66, которая выполнена так, что она входит в контакт со смежными бандажами лопаток в ступени турбины.
Фиг.5 представляет собой вид в аксонометрии, иллюстрирующий взаимосвязь смежных бандажей 48 в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения. Обычно бандажи 48 выполнены с зазором 68 у неконтактирующих поверхностей 64 между смежными бандажами и осуществляют контакт посредством контактирующих поверхностей 66 во время первоначальной сборки и/или при условиях нулевой скорости. В одном варианте выполнения зазор 70 может находиться в диапазоне от приблизительно - 0,002 дюйма (- 0,051 миллиметра) до приблизительно 0,008 дюйма (0,203 миллиметра). На Фиг.5 показано, что неконтактирующая поверхность 64 включает часть первой плоской части 52, второй плоской части 54 и углубления 56, тогда как контактирующая поверхность 66 включает часть второй плоской части 54. Во время работы, по мере вращения рабочего колеса 18 турбины (показано на Фиг.1), лопатки 20 начинают раскручиваться. Когда количество оборотов в минуту (RPM) лопаток 20 приближается к рабочему уровню, лопатки раскручиваются благодаря центробежной силе, зазоры в контактирующих поверхностях 66 смыкаются, и они становятся совмещенными друг с другом так, что имеется расчетное взаимодействие со смежными бандажами. Результат состоит в том, что лопатки формируют единую непрерывно взаимосвязанную конструкцию. В этой конструкции взаимосвязанный бандаж обеспечивает улучшенную жесткость лопатки, улучшенное демпфирование лопатки и улучшенное уплотнение на внешних радиальных участках лопаток 20.
В иллюстративном варианте выполнения рабочий уровень для лопаток 20 составляет 3600 оборотов в минуту, однако, специалистам будет понятно, что идея изобретения одинаково применима к различным масштабам этого расчетного размера. Например, специалист может изменить масштаб рабочего уровня на коэффициенты пропорциональности, такие как 1,2, 2 и 2,4, чтобы получить лопатки, которые работают, соответственно, на 3000 оборотов в минуту, 1800 оборотах в минуту и 1500 оборотах в минуту.
Лопатка 20 в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения предпочтительно используется в L2 ступени части низкого давления паровой турбины. Однако лопатка может также использоваться в других ступенях или в других частях (например, высокого или среднего давления). Как упомянуто выше, одна предпочтительная длина для лопатки 20 составляет приблизительно 10,56 дюйма (26,82 сантиметра). Эта длина лопатки может обеспечить выходную кольцеобразную область L2 ступени, равную приблизительно 20,09 квадратных футов (1,87 м2). Эта увеличенная и усовершенствованная выходная кольцеобразная область может снизить потери кинетической энергии, которые испытывает водяной пар, когда он покидает эти лопатки L2 ступени. Это снижение потери обеспечивает увеличенный коэффициент полезного действия турбины.
Как отмечено выше, специалисты должны понимать, что, если длина лопатки изменена в масштабе на другую длину, то тогда это масштабирование приведет к тому, что масштаб выходной кольцеобразной области также изменится. Например, если бы использовались коэффициенты пропорциональности, такие как 1,2, 2 и 2,4, чтобы получить длину лопатки, равную, соответственно, 12,67 дюйма (32,18 сантиметра), 21,12 дюйма (53,64 сантиметра) и 25,34 дюйма (64,36 сантиметра), то выходная кольцеобразная область была бы равна, соответственно, приблизительно 28,93 квадратных футов (2,69 м2), 80,36 квадратных футов (7,47 м2), и 115,75 квадратных футов (10,75 м2).
Хотя описание изобретения было показано и описано конкретно в отношении предпочтительного варианта выполнения этого изобретения, специалистам должно быть понятно, что возможны изменения и модификации. Поэтому нужно понимать, что приложенная формула изобретения предназначена для охвата всех таких модификаций и изменений, которые находятся в рамках объема изобретения.
Список Частей
10 Паровая Турбина
12 Ротор
14 Вал
18 Рабочее Колесо Ротора
20 Рабочая Лопатка
22 неподвижные Лопатки
24 Водяной Пар
26 Входной Патрубок
30 Сторона Повышенного Давления
32 Сторона Пониженного Давления
34 Передняя Кромка
36 Задняя Кромка
38 Радиальная Длина
40 Хвостовик с пазовым замком
41 Канавка
42 Аэродинамическая Часть
43 Осевая Ширина Хвостовика
44 Корневая часть 46 Концевая часть
48 Бандаж
50 Радиус Галтели Между Бандажом и Концевой частью
52 Первая Плоская Часть Бандажа
54 Вторая Плоская Часть Бандажа
56 Углубление
58 Радиус Галтели Между Хвостовиком и корневой частью
60 Платформа
62 Место, где бандаж проходит на заданное расстояние
от передней кромки
64 Неконтактирующая Поверхность
66 Контактирующая Поверхность
68 Зазор
Claims (10)
1. Рабочая лопатка (20) паровой турбины, содержащая:
аэродинамическую часть (42),
корневую часть (44), прикрепленную к одному концу аэродинамической части (42),
хвостовик (40) с пазовым замком, проходящий от корневой части (44), причем хвостовик (40) является хвостовиком (40) со скошенным осевым входом,
концевую часть (46), прикрепленную к аэродинамической части (42) на конце, противоположном корневой части (44), и
бандаж (48), выполненный за одно целое как часть концевой части (46) и имеющий первую плоскую часть (52), вторую плоскую часть (54) и углубление (56), расположенное в боковом направлении между первой плоской частью (52) и второй плоской частью (54), при этом углубление (56) расположено ниже первой плоской части (52) на первом конце, где первая плоская часть и углубление (56) примыкают друг к другу, и приподнимается вверх до второй плоской части (54) на втором конце, где вторая плоская часть и углубление примыкают друг к другу, и вторая плоская часть (54) приподнята над первой плоской частью (52), причем бандаж (48) расположен под углом относительно концевой части (46), который находится в диапазоне от приблизительно 10 градусов до приблизительно 30 градусов.
аэродинамическую часть (42),
корневую часть (44), прикрепленную к одному концу аэродинамической части (42),
хвостовик (40) с пазовым замком, проходящий от корневой части (44), причем хвостовик (40) является хвостовиком (40) со скошенным осевым входом,
концевую часть (46), прикрепленную к аэродинамической части (42) на конце, противоположном корневой части (44), и
бандаж (48), выполненный за одно целое как часть концевой части (46) и имеющий первую плоскую часть (52), вторую плоскую часть (54) и углубление (56), расположенное в боковом направлении между первой плоской частью (52) и второй плоской частью (54), при этом углубление (56) расположено ниже первой плоской части (52) на первом конце, где первая плоская часть и углубление (56) примыкают друг к другу, и приподнимается вверх до второй плоской части (54) на втором конце, где вторая плоская часть и углубление примыкают друг к другу, и вторая плоская часть (54) приподнята над первой плоской частью (52), причем бандаж (48) расположен под углом относительно концевой части (46), который находится в диапазоне от приблизительно 10 градусов до приблизительно 30 градусов.
2. Рабочая лопатка (20) по п.1, которая имеет выходную кольцеобразную область, площадь которой равна приблизительно 20,09 квадратных футов (1,87 м2) или больше.
3. Рабочая лопатка (20) по п.1, которая имеет рабочую скорость, составляющую от приблизительно 1500 оборотов в минуту до приблизительно 3600 оборотов в минуту.
4. Рабочая лопатка (20) по п.1, в которой бандаж (48) проходит от места вдоль концевой части, которое расположено на заданном расстоянии от передней кромки (34) лопатки (20), к задней кромке (36) лопатки (20).
5. Рабочая лопатка (20) по п.1, в которой бандаж (48) имеет неконтактирующую поверхность (64), которая выполнена так, что она не контактирует со смежными бандажами лопаток (20) в ступени паровой турбины, и контактирующую поверхность (66), которая выполнена так, что она контактирует с указанными бандажами (48) лопаток (20), при этом неконтактирующая поверхность (64) включает части первой плоской части (52), второй плоской части (54) и углубления (56), а контактирующая поверхность (66) включает часть второй плоской части (54).
6. Часть низкого давления паровой турбины (10), содержащая:
лопатки (20) последней ступени паровой турбины, которые расположены вокруг рабочего колеса (18) турбины и каждая из которых имеет:
аэродинамическую часть (42), длина которой составляет приблизительно 10,56 дюймов (26,82 сантиметра) или больше,
корневую часть (44), прикрепленную к одному концу аэродинамической части (42),
хвостовик (40) с пазовым замком, проходящий от корневой части (44), причем хвостовик (40) представляет собой хвостовик (40) со скошенным осевым входом,
концевую часть (46), прикрепленную к аэродинамической части (42) на конце, противоположном корневой части (44), и
бандаж (48), выполненный за одно целое как часть концевой части (46) и имеющий первую плоскую часть (52), вторую плоскую часть (54) и углубление (56), расположенное в боковом направлении между первой плоской частью (52) и второй плоской частью (54), при этом углубление (56) расположено ниже первой плоской части (52) на первом конце, где первая плоская часть и углубление (56) примыкают друг к другу, и приподнимается вверх до второй плоской части (54) на втором конце, где вторая плоская часть и углубление примыкают друг к другу, и вторая плоская часть (54) приподнята над первой плоской частью (52), причем бандаж (48) расположен под углом относительно концевой части (46), который находится в диапазоне от приблизительно 10 градусов до приблизительно 30 градусов.
лопатки (20) последней ступени паровой турбины, которые расположены вокруг рабочего колеса (18) турбины и каждая из которых имеет:
аэродинамическую часть (42), длина которой составляет приблизительно 10,56 дюймов (26,82 сантиметра) или больше,
корневую часть (44), прикрепленную к одному концу аэродинамической части (42),
хвостовик (40) с пазовым замком, проходящий от корневой части (44), причем хвостовик (40) представляет собой хвостовик (40) со скошенным осевым входом,
концевую часть (46), прикрепленную к аэродинамической части (42) на конце, противоположном корневой части (44), и
бандаж (48), выполненный за одно целое как часть концевой части (46) и имеющий первую плоскую часть (52), вторую плоскую часть (54) и углубление (56), расположенное в боковом направлении между первой плоской частью (52) и второй плоской частью (54), при этом углубление (56) расположено ниже первой плоской части (52) на первом конце, где первая плоская часть и углубление (56) примыкают друг к другу, и приподнимается вверх до второй плоской части (54) на втором конце, где вторая плоская часть и углубление примыкают друг к другу, и вторая плоская часть (54) приподнята над первой плоской частью (52), причем бандаж (48) расположен под углом относительно концевой части (46), который находится в диапазоне от приблизительно 10 градусов до приблизительно 30 градусов.
7. Часть низкого давления по п.6, в которой указанные лопатки (20) имеют выходную кольцеобразную область, площадь которой равна приблизительно 20,09 квадратных футов (1,87 м2) или больше.
8. Часть низкого давления по п.6, в которой указанные лопатки (20) имеют рабочую скорость, которая составляет приблизительно от 1500 оборотов в минуту до приблизительно 3600 оборотов в минуту.
9. Часть низкого давления по п.6, в которой бандажи (48) указанных лопаток (20) собраны с расчетным зазором (70) между ними.
10. Часть низкого давления по п.9, в которой расчетный зазор (70) находится в диапазоне от приблизительно - 0,002 дюйма (- 0,051 миллиметра) до приблизительно 0,008 дюйма (0,203 миллиметра).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US12/205,938 US8057187B2 (en) | 2008-09-08 | 2008-09-08 | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
US12/205,938 | 2008-09-08 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009133263A RU2009133263A (ru) | 2011-03-20 |
RU2506430C2 true RU2506430C2 (ru) | 2014-02-10 |
Family
ID=41479074
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009133263/06A RU2506430C2 (ru) | 2008-09-08 | 2009-09-07 | Рабочая лопатка паровой турбины для части низкого давления паротурбинного двигателя |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8057187B2 (ru) |
EP (1) | EP2161409B1 (ru) |
JP (1) | JP5546816B2 (ru) |
RU (1) | RU2506430C2 (ru) |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9869190B2 (en) | 2014-05-30 | 2018-01-16 | General Electric Company | Variable-pitch rotor with remote counterweights |
US10072510B2 (en) | 2014-11-21 | 2018-09-11 | General Electric Company | Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same |
FR3032941B1 (fr) * | 2015-02-24 | 2017-03-10 | Snecma | Soufflante non carenee de turbomachine d'aeronef |
US10100653B2 (en) | 2015-10-08 | 2018-10-16 | General Electric Company | Variable pitch fan blade retention system |
US10808535B2 (en) * | 2018-09-27 | 2020-10-20 | General Electric Company | Blade structure for turbomachine |
EP3862571A1 (en) * | 2020-02-06 | 2021-08-11 | ABB Schweiz AG | Fan, synchronous machine and method for producing a fan |
US11674435B2 (en) | 2021-06-29 | 2023-06-13 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11795964B2 (en) | 2021-07-16 | 2023-10-24 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU641128A1 (ru) * | 1976-02-16 | 1979-01-05 | Предприятие П/Я Г-4974 | Ротор турбомашины |
US20040175266A1 (en) * | 2003-03-07 | 2004-09-09 | Guinessine Leonid Yulyevich | Variable thickness turbine bucket cover and related method |
WO2007000326A1 (de) * | 2005-06-28 | 2007-01-04 | Man Turbo Ag | Rotor für eine turbine sowie verfahren und vorrichtung zur herstellung des rotors |
US20070183895A1 (en) * | 2005-12-29 | 2007-08-09 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Third stage turbine airfoil |
RU2006119275A (ru) * | 2005-06-02 | 2007-12-20 | Дженерал Электрик Компани (US) | Способ сборки множества лопастей на рабочем колесе (варианты), а также узел рабочего колеса турбины и лопастей |
Family Cites Families (39)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3157385A (en) * | 1961-10-17 | 1964-11-17 | Ass Elect Ind | Blade locking means for turbines or compressors |
GB2030657B (en) * | 1978-09-30 | 1982-08-11 | Rolls Royce | Blade for gas turbine engine |
JPS55142908A (en) * | 1979-04-26 | 1980-11-07 | Hitachi Ltd | Turbine moving blade cover |
US5067876A (en) * | 1990-03-29 | 1991-11-26 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk |
DE4132332A1 (de) * | 1990-12-14 | 1992-06-25 | Ottomar Gradl | Anordnung zum befestigen von schaufeln an der scheibe eines rotors |
US5277549A (en) * | 1992-03-16 | 1994-01-11 | Westinghouse Electric Corp. | Controlled reaction L-2R steam turbine blade |
US5299915A (en) * | 1992-07-15 | 1994-04-05 | General Electric Corporation | Bucket for the last stage of a steam turbine |
US5267834A (en) * | 1992-12-30 | 1993-12-07 | General Electric Company | Bucket for the last stage of a steam turbine |
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 |
US5494408A (en) * | 1994-10-12 | 1996-02-27 | General Electric Co. | Bucket to wheel dovetail design for turbine rotors |
US5531569A (en) * | 1994-12-08 | 1996-07-02 | General Electric Company | Bucket to wheel dovetail design for turbine rotors |
JP3178327B2 (ja) * | 1996-01-31 | 2001-06-18 | 株式会社日立製作所 | 蒸気タービン |
JPH10311205A (ja) * | 1997-05-14 | 1998-11-24 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
US6142737A (en) * | 1998-08-26 | 2000-11-07 | General Electric Co. | Bucket and wheel dovetail design for turbine rotors |
DE59808709D1 (de) * | 1998-11-10 | 2003-07-17 | Alstom Switzerland Ltd | Spitzendichtung für Turbinenlaufschaufeln |
EP1001139B1 (de) * | 1998-11-10 | 2004-01-07 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Spitzendichtung für Turbinenlaufschaufeln |
JP3793667B2 (ja) * | 1999-07-09 | 2006-07-05 | 株式会社日立製作所 | 低圧蒸気タービン最終段動翼の製造方法 |
US6568908B2 (en) * | 2000-02-11 | 2003-05-27 | Hitachi, Ltd. | Steam turbine |
US6435833B1 (en) * | 2001-01-31 | 2002-08-20 | General Electric Company | Bucket and wheel dovetail connection for turbine rotors |
US6435834B1 (en) * | 2001-01-31 | 2002-08-20 | General Electric Company | Bucket and wheel dovetail connection for turbine rotors |
JP4316168B2 (ja) * | 2001-08-30 | 2009-08-19 | 株式会社東芝 | 蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法と蒸気タービン |
US6846160B2 (en) * | 2001-10-12 | 2005-01-25 | Hitachi, Ltd. | Turbine bucket |
US6652237B2 (en) * | 2001-10-15 | 2003-11-25 | General Electric Company | Bucket and wheel dovetail design for turbine rotors |
US6877956B2 (en) * | 2002-12-23 | 2005-04-12 | General Electric Company | Methods and apparatus for integral radial leakage seal |
US6814543B2 (en) * | 2002-12-30 | 2004-11-09 | General Electric Company | Method and apparatus for bucket natural frequency tuning |
US6893216B2 (en) * | 2003-07-17 | 2005-05-17 | General Electric Company | Turbine bucket tip shroud edge profile |
US7905709B2 (en) * | 2004-02-10 | 2011-03-15 | General Electric Company | Advanced firtree and broach slot forms for turbine stage 1 and 2 buckets and rotor wheels |
US7097428B2 (en) * | 2004-06-23 | 2006-08-29 | General Electric Company | Integral cover bucket design |
US7195455B2 (en) * | 2004-08-17 | 2007-03-27 | General Electric Company | Application of high strength titanium alloys in last stage turbine buckets having longer vane lengths |
JP2009536994A (ja) * | 2006-05-12 | 2009-10-22 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ブレード/ディスクにおける応力低減のためのブレード/ディスクダブテールバックカット(6FA+e、第2段) |
JP2006291967A (ja) * | 2006-05-29 | 2006-10-26 | Toshiba Corp | 軸流タービン |
US20070292265A1 (en) * | 2006-06-14 | 2007-12-20 | General Electric Company | System design and cooling method for LP steam turbines using last stage hybrid bucket |
US20080080972A1 (en) * | 2006-09-29 | 2008-04-03 | General Electric Company | Stationary-rotating assemblies having surface features for enhanced containment of fluid flow, and related processes |
US7946823B2 (en) * | 2007-07-16 | 2011-05-24 | Nuovo Pignone Holdings, S.P.A. | Steam turbine rotating blade |
US8038404B2 (en) * | 2007-07-16 | 2011-10-18 | Nuovo Pignone Holdings, S.P.A. | Steam turbine and rotating blade |
US7946822B2 (en) * | 2007-07-16 | 2011-05-24 | Nuovo Pignone Holdings, S.P.A. | Steam turbine rotating blade |
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 |
US8075272B2 (en) * | 2008-10-14 | 2011-12-13 | General Electric Company | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
-
2008
- 2008-09-08 US US12/205,938 patent/US8057187B2/en active Active
-
2009
- 2009-08-28 EP EP09168948.9A patent/EP2161409B1/en active Active
- 2009-09-07 RU RU2009133263/06A patent/RU2506430C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-09-07 JP JP2009205404A patent/JP5546816B2/ja active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU641128A1 (ru) * | 1976-02-16 | 1979-01-05 | Предприятие П/Я Г-4974 | Ротор турбомашины |
US20040175266A1 (en) * | 2003-03-07 | 2004-09-09 | Guinessine Leonid Yulyevich | Variable thickness turbine bucket cover and related method |
RU2006119275A (ru) * | 2005-06-02 | 2007-12-20 | Дженерал Электрик Компани (US) | Способ сборки множества лопастей на рабочем колесе (варианты), а также узел рабочего колеса турбины и лопастей |
WO2007000326A1 (de) * | 2005-06-28 | 2007-01-04 | Man Turbo Ag | Rotor für eine turbine sowie verfahren und vorrichtung zur herstellung des rotors |
US20070183895A1 (en) * | 2005-12-29 | 2007-08-09 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Third stage turbine airfoil |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2009133263A (ru) | 2011-03-20 |
US8057187B2 (en) | 2011-11-15 |
EP2161409A3 (en) | 2017-06-14 |
JP5546816B2 (ja) | 2014-07-09 |
JP2010065692A (ja) | 2010-03-25 |
EP2161409A2 (en) | 2010-03-10 |
EP2161409B1 (en) | 2020-03-18 |
US20100061856A1 (en) | 2010-03-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2515582C2 (ru) | Рабочая лопатка паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины | |
RU2506430C2 (ru) | Рабочая лопатка паровой турбины для части низкого давления паротурбинного двигателя | |
US8100657B2 (en) | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine | |
US8096775B2 (en) | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine | |
US20130149108A1 (en) | Blade | |
CN113167120B (zh) | 航空器或涡轮机的异型结构 | |
US7645121B2 (en) | Blade and rotor arrangement | |
JP5946707B2 (ja) | 軸流タービン動翼 | |
EP2199543A2 (en) | Gas turbine engine airfoil | |
CA2705622C (en) | Rotor casing treatment with recessed baffles | |
CA2731092C (en) | Axial turbomachine with low tip clearance losses | |
US20140169974A1 (en) | Tapered part-span shroud | |
US8210822B2 (en) | Dovetail for steam turbine rotating blade and rotor wheel | |
US20140241899A1 (en) | Blade leading edge tip rib | |
KR102496125B1 (ko) | 터빈을 위한 제어식 유동 러너 | |
US20110103966A1 (en) | Flow balancing slot | |
US8052393B2 (en) | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine | |
EP3816397A1 (en) | Controlled flow turbine blades | |
WO2016033465A1 (en) | Gas turbine blade tip shroud flow guiding features | |
WO2000008306A1 (en) | Sealing arrangement for a turbomachine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150908 |