RU2558171C2 - Кольцевой диффузор газовой турбины - Google Patents

Кольцевой диффузор газовой турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2558171C2
RU2558171C2 RU2013122766/06A RU2013122766A RU2558171C2 RU 2558171 C2 RU2558171 C2 RU 2558171C2 RU 2013122766/06 A RU2013122766/06 A RU 2013122766/06A RU 2013122766 A RU2013122766 A RU 2013122766A RU 2558171 C2 RU2558171 C2 RU 2558171C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
leading edge
wall
gas turbine
edge
diffuser
Prior art date
Application number
RU2013122766/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013122766A (ru
Inventor
Семиу ГБАДЕБО
Ян Шенг ЛИ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2013122766A publication Critical patent/RU2013122766A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2558171C2 publication Critical patent/RU2558171C2/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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

Газовая турбина содержит диффузор выхлопа, расположенный по направлению потока ниже последней ступени турбины и включающий секцию прохождения струи и стойку. Секция прохождения струи содержит части первой и второй стенок, а стойка имеет переднюю кромку, проходящую между частью первой стенки и частью второй стенки. Передняя кромка стойки имеет первую и вторую части, причем вторая часть передней кромки расположена между первой частью передней кромки и частью второй стенки. Передняя кромка стойки также имеет третью прямолинейную часть, расположенную между первой и второй частями передней кромки. Первая часть передней кромки проходит на 20-40% расстояния между первой передней крайней точкой, в которой передняя кромка встречается с частью первой стенки, и второй передней крайней точкой, в которой передняя кромка встречается с частью второй стенки. Первая часть передней кромки наклонена к выпуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного части первой стенки в первой передней крайней точке, что позволяет уменьшить число Маха, в направлении, перпендикулярном передней кромке. Вторая часть передней кромки наклонена к выпуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного части второй стенки во второй передней крайней точке, в которой передняя кромка встречается с частью второй стенки. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия турбины за счет снижения потерь в диффузоре. 20 з.п. ф-лы, 16 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к области диффузоров газовых турбин.
Уровень техники
Чтобы повысить жесткость конструкции диффузоров газовых турбин, обычно их снабжают стойками или распорками. Стойки, как правило, насчитывающие от трех до шести, можно устанавливать на равных интервалах или с неравномерным распределением по окружности кольцевого пространства диффузора в определенном осевом (или меридиональном) положении. На фиг.1 показан вид типичного кольцевого диффузора 100 со стойкой 102 в меридиональном сечении. Стойка 102 представляет собой конструкцию в виде симметричного аэродинамического профиля, с прямолинейной передней кромкой 104 и прямолинейной задней кромкой 106, перпендикулярными внутренней стенке 108 диффузора и внешней стенке 110 диффузора. Внутренняя стенка 108 и внешняя стенка 110 образуют кольцевое пространство 111 диффузора 100.
Помимо создания опорной конструкции, стойки, как таковые, не дают аэродинамических преимуществ диффузору, так как они создают препятствие, в зависимости от их количества и толщины, за счет локального уменьшения площади прохода, что, в свою очередь, приводит к локальной потере при восстановлении давления в зоне вокруг стоек и снижению теплового кпд.
В документе US 2004/0228726 описан выходной диффузор со стойками, средние части которых смещены в сторону ниже по потоку, по сравнению с их частями со стороны сердечника и вершины.
В документе ЕР 1731734 А2 описан турбовентиляторный двигатель с турбиной высокого давления, турбиной низкого давления и расположенным между ними кольцевым переходным каналом. Этот канал включает обтекатели, передние кромки которых проходят по радиусу между платформами, между которыми создана зона Е входного потока для каждого прохода.
В документе US 5338155 описан многозонный диффузор для турбомашины. Диффузор ограничен сердечником и имеет внутреннюю часть и внешнюю часть, соединенные множеством сварных обтекаемых стоек, которые, по сути, имеют коническую форму с постоянным отношением s/t, где s - длина хорды стойки и t - шаг стоек.
Документ DE 102008060847 А1 относится к турбинному двигателю с турбиной высокого давления и турбиной низкого давления с расположенным между ними каналом потока, который содержит стойки. Передняя кромка стоек наклонена в меридиональном направлении.
Документ ЕР 0833060 А2 относится к лопатке для осевой гидромашины. Лопатка выполнена с таким профилем, чтобы она выступала в направлении основного потока вдоль расположенной под углом линии, соединяющей переднюю кромку лопатки и заднюю кромку лопатки.
С учетом описанной выше ситуации, существует потребность в усовершенствованной технологии, позволяющей создать опорную конструкцию для диффузора газовой турбины, при одновременном фактическом устранении или, по меньшей мере, смягчении одной или нескольких из указанных выше проблем.
Сущность изобретения
Эту потребность можно удовлетворить за счет объекта изобретения, указанного в независимых пунктах формулы изобретения. Предпочтительные варианты описанного здесь объекта изобретения указаны в зависимых пунктах Формулы изобретения.
Согласно первому аспекту настоящего изобретения, предлагается диффузор газовой турбины, содержащий секцию прохождения струи для выбрасываемой струи, проходящую между впуском секции и выпуском секции. Во время работы выбрасываемая струя входит в секцию прохождения струи через впуск секции и выходит из секции прохождения струи через выпуск секции. Секция прохождения струи содержит часть первой стенки и часть второй стенки. Диффузор газовой турбины дополнительно содержит стойку, передняя кромка которой проходит между упомянутыми частью первой стенки и частью второй стенки, причем передняя кромка обращена к впуску секции. Передняя кромка имеет первую часть и вторую часть, причем вторая часть передней кромки расположена между первой частью передней кромки и упомянутой частью второй стенки. Первая часть передней кромки наклонена к выпуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного упомянутой части первой стенки в первой передней крайней точке, в которой передняя кромка встречается с упомянутой частью первой стенки.
В основе этого аспекта настоящего изобретения лежит идея, заключающаяся в том, что за счет наклона частей передней кромки к выпуску секции, т.е. в направлении потока выбрасываемой струи, можно уменьшить число Маха, перпендикулярное передней кромке стойки, что приводит к снижению потерь.
Необходимо подчеркнуть, что, в основном, здесь фраза "первый элемент расположен между вторым элементом и третьим элементом" может иметь смысл (но не обязательно подразумевает), что первый элемент соединен со вторым элементом и/или с третьим элементом. Вместо этого, термин "расположен между" также включает варианты, в которых между первым элементом и вторым элементом и/или между первым элементом и третьим элементом расположены и другие элементы. В качестве одного из примеров, формулировка "вторая часть передней кромки расположена между первой частью передней кромки и частью второй стенки" включает вариант, в котором вторая часть передней кромки соединяет первую часть кромки и вторую стенку, а также, например, вариант, в котором между первой частью передней кромки и второй частью передней кромки расположена третья часть передней кромки.
Как указано ранее, вторая часть передней кромки расположена между первой частью передней кромки и упомянутой частью второй стенки. И, наоборот, первая часть передней кромки расположена между второй частью передней кромки и упомянутой частью первой стенки.
Согласно одному из вариантов, диффузор газовой турбины представляет собой выходной диффузор газовой турбины, т.е. диффузор, расположенный ниже последней ступени газовой турбины.
Согласно одному из вариантов, первая часть передней кромки проходит от первой передней крайней точки, а вторая часть передней кромки проходит от упомянутой части второй стенки. Например, в одном из вариантов вторая часть передней кромки проходит от второй передней крайней точки, в которой передняя кромка встречается с упомянутой частью второй стенки.
Согласно еще одному варианту, вторая часть передней кромки наклонена к выпуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного упомянутой части второй стенки во второй передней крайней точке.
Согласно следующему варианту, стойка имеет заднюю кромку, проходящую между упомянутыми частью первой стенки и частью второй стенки, причем задняя кромка обращена к выпуску секции. Согласно еще одному варианту, задняя кромка имеет первую часть и вторую часть, причем вторая часть задней кромки расположена между первой частью задней кромки и упомянутой частью второй стенки. Согласно следующему варианту, первая часть задней кромки наклонена к впуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного упомянутой части первой стенки в первой задней крайней точке, в которой задняя кромка встречается с упомянутой частью первой стенки.
Согласно еще одному варианту, первая часть задней кромки проходит от первой задней крайней точки, а вторая часть задней кромки проходит от упомянутой части второй стенки. Например, в одном из вариантов вторая часть задней кромки проходит от второй задней крайней точки, в которой задняя кромка встречается с упомянутой частью второй стенки.
Согласно следующему варианту, вторая часть задней кромки наклонена к впуску секции относительно направления нормали, перпендикулярного упомянутой части второй стенки во второй задней крайней точке.
Согласно одному из вариантов, угол наклона между одной из упомянутых выше частей кромки и соответствующим ей направлением нормали находится в диапазоне от 15 до 45 градусов, т.е. величина наклона имеет значение в этом диапазоне от 15 до 45 градусов. Например, в одном из вариантов угол наклона между первой частью передней кромки и направлением нормали, перпендикулярным упомянутой части первой стенки в первой передней крайней точке находится в диапазоне от 15 до 45 градусов. В другом варианте угол наклона между второй частью передней кромки и направлением нормали, перпендикулярным упомянутой части второй стенки во второй передней крайней точке находится в диапазоне от 15 до 45 градусов. В еще одном варианте угол наклона между первой частью задней кромки и направлением нормали, перпендикулярным упомянутой части первой стенки в первой задней крайней точке находится в диапазоне от 15 до 45 градусов. В следующем варианте угол наклона между второй частью задней кромки и направлением нормали, перпендикулярным упомянутой части второй стенки во второй задней крайней точке находится в диапазоне от 15 до 45 градусов.
Согласно другим вариантам, один или более из указанных выше углов наклона находятся в диапазоне от 25 до 35 градусов. В следующих вариантах один или более указанных выше углов наклона принимают другое значение.
Согласно одному из вариантов, по меньшей мере, одна из частей кромки (т.е. первая часть и/или вторая часть передней кромки и/или задней кромки) содержит, по меньшей мере, одну прямолинейную часть. В таком случае каждая прямолинейная часть образует угол наклона. Согласно другим вариантам, по меньшей мере, одна из частей кромки содержит или состоит из криволинейной части. В таком случае касательная, проведенная к криволинейной части в каждой отдельной точке на этой криволинейной части соответствующей кромки (передней кромки и/или задней кромки), образует соответствующий угол наклона криволинейной части в этой отдельной точке. Согласно одному из вариантов, по меньшей мере, часть полученных таким образом углов наклона находится в указанном выше диапазоне, например, в диапазоне от 15 до 45 градусов.
Согласно одному из вариантов, передняя кромка имеет третью часть, расположенную между первой частью и второй частью этой кромки. Согласно еще одному варианту, третья часть кромки представляет собой прямолинейную часть кромки.
Согласно одному из вариантов, первая часть передней кромки или, в другом варианте, первая часть и вторая часть передней кромки проходят на 20-40% расстояния между первой передней крайней точкой и второй передней крайней точкой. Согласно следующему варианту, первая часть и/или вторая часть задней кромки проходят на 20-40% расстояния между первой задней крайней точкой и второй задней крайней точкой.
Согласно одному из вариантов, третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть этой кромки.
Согласно второму аспекту настоящего изобретения, предлагается газовая турбина, содержащая диффузор газовой турбины, соответствующий первому аспекту этого изобретения или одному из его вариантов.
Выше были описаны и далее будут описаны примерные варианты реализации настоящего изобретения применительно к диффузору газовой турбины и газовой турбине. Необходимо обратить внимание, что, разумеется, возможна также и любая комбинация признаков, относящихся к разным аспектам описанного здесь изобретения. В частности, некоторые варианты описаны применительно к пунктам Формулы изобретения, которые относятся к диффузору газовой турбины, в то время как другие варианты описаны применительно к пунктам формулы изобретения, которые относятся к газовой турбине. Однако специалист в данной области техники поймет из приведенного выше и последующего описания, что, если не указано иное, кроме любой комбинации признаков, относящихся к одному аспекту, эта заявка охватывает также любую комбинацию признаков, относящихся к разным аспектам или вариантам, например, даже комбинацию признаков из пунктов формулы изобретения, в которых описано устройство, и пунктов формулы изобретения, в которых описан способ.
Аспекты и варианты, рассмотренные выше, и другие аспекты и варианты настоящего изобретения станут очевидными из примеров, которые будут описаны позднее и рассмотрены со ссылкой на чертежи, но которыми настоящее изобретение не ограничивается.
Краткое описание чертежей
На фиг.1 приведен вид известного кольцевого диффузора в меридиональном сечении.
Фиг.2 иллюстрирует изменение числа Маха для наклонной передней кромки стойки, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения.
На фиг.3 показана часть газовой турбины, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения.
На фиг.4 показана часть диффузора, соответствующего вариантам реализации настоящего изобретения.
На фиг.5 приведено сечение стойки диффузора, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения.
На фиг.6 приведено сечение еще одной стойки диффузора, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения.
На фиг.7 показана часть еще одного диффузора, соответствующего вариантам реализации настоящего изобретения.
На фиг.8а-8с показано распределение поверхностного статического давления для стреловидной стойки, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения, в сравнении с прямолинейной стойкой для различных расстояний от внутренней стенки диффузора в штатном режиме.
На фиг.9а-9с показано распределение поверхностного статического давления для стреловидной стойки, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения, в сравнении с прямолинейной стойкой для различных расстояний от внутренней стенки диффузора в нештатном режиме с дополнительными 12 градусами закручивания на впуске.
На фиг.10а показан поток выбрасываемой струи для конфигурации, показанной на фиг.9а для стреловидной стойки.
На фиг.10b показан поток выбрасываемой струи для конфигурации, показанной на фиг.9а для прямолинейной стойки.
На фиг.11 приведен коэффициент восстановления давления для диффузора со стреловидными стойками и для диффузора с прямолинейными стойками в зависимости от нормализованного меридионального расстояния от впуска диффузора.
Подробное описание изобретения
Чертежи являются схематичными. Отметим, что на разных чертежах похожие или идентичные элементы снабжены одними и теми же ссылочными обозначениями или ссылочными обозначениями, которые отличаются от соответствующих ссылочных обозначений только в пределах первой цифры.
Как упомянуто ранее, помимо создания опорной конструкции, стойки, как таковые, не дают аэродинамических преимуществ диффузору, так как они создают препятствие за счет локального уменьшения площади прохода, что, в свою очередь, приводит к локальной потере при восстановлении давления в зоне вокруг них. Более важным является то, что нештатный режим, отличающийся избыточным входящим закручивающимся потоком в диффузор (т.е. высокой тангенциальной составляющей скорости), приводит к разделению потока на поверхности стоек, что может ухудшить характеристики диффузора. Потери при восстановлении давления в самом диффузоре неизменно превращаются как в потери мощности, так и в потери итогового теплового кпд газовой турбины.
Задачей описанных здесь вариантов реализации настоящего изобретения является смягчение указанных проблем функционирования путем использования составной стреловидности (обратной стреловидности передней кромки и прямой стреловидности задней кромки у обеих стенок диффузора) в дизайне стойки диффузора. Стреловидность стойки возникает, когда секции стойки наклоняют к направлению потока, т.е. когда передняя кромка стреловидной секции больше не перпендикулярна поступающему потоку.
Физический эффект стреловидности можно наблюдать по тому, каким образом она влияет на распределение статического давления по стойке и, в частности, на изменение нагрузки на стойку в направлении по ширине пространства диффузора (разницу давлений между поверхностями стойки) в проходах между стойками, благодаря общему перераспределению потока в результате изгиба поверхности струи, который эта стойка вносит.
Фиг.2 иллюстрирует физические эффекты частей 204, 206 стреловидной кромки стойки 202, т.е. частей 204, 206 кромки, которые наклонены относительно поступающей выбрасываемой струи. Предполагается, что, по меньшей мере, поблизости от стенки 208 выбрасываемая струя является, в общем, параллельной этой стенке. Как изображено на фиг.2, стреловидное отклонение стойки 202 относительно поступающего потока с числом Маха М1 приводит к появлению уменьшенного числа Маха (M1b), перпендикулярного передней кромке стойки, что позволяет уменьшить потери при ударе, но, в свою очередь, создает компонент (М11), направленный вдоль передней кромки 204, который может создать некоторые потери, но не настолько значительные, как уменьшение потерь при ударе. Как также показано на фиг.2, передняя кромка 204 обратной стреловидности будет испытывать низкую нагрузку в направлении по ширине пространства диффузора рядом с торцевой стенкой 212 стойки, обращенной к стенке 208. Обратное справедливо для задней кромки 206, показанной на фиг.2. То есть, задняя кромка 206 будет испытывать высокую нагрузку в направлении по ширине пространства диффузора рядом с торцевой стенкой 212. Низкая нагрузка передней кромки 204 на фиг.2 указана стрелкой 214. Аналогичным образом, высокая нагрузка задней кромки 206 на Фиг.2 указана стрелкой 216. Таким образом, стреловидность можно использовать для управления распределением давлений на поверхности стойки в зоне торцевой стенки, в частности, осевым (или меридиональным) положением пиковой нагрузки (наибольшей разницей давлений между поверхностями стойки в этой зоне).
Согласно одному из вариантов, угол 218 стреловидности создают относительно направления 219 нормали, перпендикулярного части стенки 208 в первой передней крайней точке 220, в которой передняя кромка встречается со стенкой 208, как изображено на фиг.2.
На фиг.3 показана часть газовой турбины 301, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения. Газовая турбина 301 содержит выходной диффузор 300 со стойками 302 в кольцевом пространстве 311 диффузора, проходящем от впуска диффузора (на фиг.3 не показан) к выпуску 313 диффузора. Стойки 302 проходят между внутренней стенкой 308 и внешней стенкой 310. В газовой турбине 301 в общем возникает осевое направление 309 вдоль оси вращения (не показана) этой турбины. Как видно на фиг.3, стойки 302 могут, в частности, иметь вогнутую переднюю кромку и вогнутую заднюю кромку.
На фиг.4 более подробно показана часть диффузора 300, изображенного на фиг.3. В частности, на фиг.4 показана часть кольцевого пространства 311 диффузора с одной стойкой 302. Кольцевое пространство 311 поблизости от стойки 302 образует секцию 322 прохождения струи для выбрасываемой струи газовой турбины 301. Секция 322 прохождения струи проходит между впуском 324 секции и выпуском 326 секции. Необходимо упомянуть, что в одном из вариантов впуск 324 секции и выпуск 326 секции могут соответствовать впуску диффузора и выпуску диффузора. В других вариантах впуск 324 секции и выпуск 326 секции относятся к секции диффузора, которая содержит стойку 302, причем выбрасываемая струя входит в секцию диффузора через впуск секции и выходит из этой секции через выпуск секции.
Секция 322 прохождения струи содержит часть 308а первой стенки (внутренней стенки 308) и часть 310а второй стенки (внешней стенки 310). Стойка 302 имеет переднюю кромку 304, проходящую между частью 308а первой стенки и частью 310а второй стенки. Передняя кромка 304 обращена к впуску 324 секции. В другом варианте передняя кромка 304 обращена к впуску диффузора (на фиг.3 и фиг.4 не показан). Передняя кромка имеет первую часть 304а и вторую часть 304b. Вторая часть 304b передней кромки 304 расположена между первой частью 304а передней кромки 304 и частью 310а второй стенки. Похожим образом, первая часть 304а передней кромки 304 расположена между второй частью 304b передней кромки 304 и частью 308а первой стенки.
В соответствии с одним из вариантов реализации настоящего изобретения, первая часть 304а передней кромки наклонена под углом 318а (здесь также называется углом стреловидности) к выпуску 326 секции относительно направления 319а нормали, перпендикулярного части 308а первой стенки в первой передней крайней точке 320а, в которой передняя кромка 304 встречается с частью 308а первой стенки.
Соответствующим образом выполнена и вторая часть 304b передней кромки 304. В частности, вторая часть 304b передней кромки 304 наклонена под углом 318b к выпуску 326 секции относительно направления 319b нормали, перпендикулярного части 310а второй стенки во второй передней крайней точке 320b, в которой передняя кромка 304 встречается с частью 310а второй стенки.
Как показано на фиг.4, и в соответствии с одним из вариантов, углы 318а, 318b наклона находятся в диапазоне от 15 до 45 градусов. Согласно еще одному варианту, угол 318а наклона первой части 304а передней кромки и угол 318b наклона второй части 304b передней кромки могут быть одинаковыми.
В соответствии с еще одним вариантом, передняя кромка 304 имеет третью, прямолинейную часть 304с, расположенную между первой часть 304а и второй частью 304b этой передней кромки.
В варианте, показанном на фиг.4, третья часть кромки не проходит между первой частью 304а и второй частью 304b кромки (то есть не соединяет их). Вместо этого, в данном варианте между первой частью 304а и третьей частью 304с проходит промежуточная часть 304d кромки, и между второй частью 304b и третьей частью 304с проходит еще одна промежуточная часть 304е кромки.
Согласно одному из вариантов, все части 304а, 304b, 304с, 304d, 304е передней кромки 304 являются прямолинейными частями, как показано на фиг.4. Согласно другим вариантам, одна или более частей 304а, 304b, 304с, 304d, 304е передней кромки 304 являются криволинейными. Криволинейная часть кромки может быть выполнена таким образом, чтобы обеспечить гладкую поверхность/профиль передней кромки 304.
Согласно одному из вариантов, прямолинейная третья часть 304с кромки ориентирована перпендикулярно срединной плоскости (на фиг.4 не показана) между частью 308а первой стенки и частью 310а второй стенки. Согласно еще одному варианту, прямолинейная третья часть 304с кромки наклонена меньше заранее определенной максимальной величины наклона относительно направления 319а нормали, перпендикулярного части 308а первой стенки в первой передней крайней точке 320а и/или прямолинейная третья часть 304с кромки наклонена меньше заранее определенной максимальной величины наклона относительно направления 319b нормали, перпендикулярного части 310а второй стенки во второй передней крайней точке 320b. Заранее определенная максимальная величина наклона, например, может составлять 7 градусов, либо (в другом варианте) может составлять 3 градуса. Такая прямолинейная третья часть кромки или часть кромки, которая ориентирована перпендикулярно срединной плоскости между частью 308а первой стенки и частью 310а второй стенки, называется ненаклонной частью кромки.
Точки, в которых ненаклонная третья часть 304с кромки встречается с соседними частями 304d, 304е кромки, которые наклонены или изогнуты относительно этой части 304с, называются точками 321а, 321b сопряжения. Согласно одному из вариантов, расстояние 323 между точкой 321а, 321b сопряжения и ближайшей к ней частью 308а, 310а стенки находится в диапазоне от 20% до 40% ширины пространства диффузора между частью 308а первой стенки и частью 310а второй стенки в направлении вдоль третьей части 304с кромки.
В одном из вариантов реализации настоящего изобретения, передняя кромка 304, в общем, изогнута в направлении выпуска 326 секции таким образом, чтобы эта кромка проходила ниже линии, проведенной между первой передней крайней точкой 320а и второй передней крайней точкой 320b. В данном случае "ниже" относится к направлению, параллельному направлению 328 потока выбрасываемой струи. Другими словами, согласно вариантам реализации настоящего изобретения, передняя кромка выполнена с обратной стреловидностью, т.е. стреловидностью в направлении потока выбрасываемой струи.
В еще одном варианте первая часть 304а передней кромки представляет собой часть, которая встречается с частью 308а первой стенки, как показано на фиг.4. В этом случае первая передняя крайняя точка 320а это точка, в которой первая часть 304а передней кромки 304 встречается с частью 308а первой стенки. Похожим образом, в следующем варианте вторая часть 304а передней кромки представляет собой часть, которая встречается с частью 310а второй стенки, как показано на фиг.4.
В соответствии с вариантами реализации настоящего изобретения, задняя кромка 306 может быть выполнена по аналогии с его вариантами, относящимися к передней кромке, за исключением того, что задняя кромка 306, в общем, выполнена, по меньшей мере, частично изогнутой и/или наклоненной в направлении впуска 324 секции таким образом, чтобы эта кромка проходила выше относительно линии, проведенной между первой задней крайней точкой 330а и второй задней крайней точкой 330b. В данном случае "выше" относится к направлению, противоположному направлению 328 потока выбрасываемой струи. Другими словами, согласно вариантам реализации настоящего изобретения, задняя кромка, в общем, выполнена с прямой стреловидностью, т.е. со стреловидностью, противоположной направлению 328 потока выбрасываемой струи.
Например, в одном из вариантов, по аналогии с передними крайними точками 320а, 320b, первая задняя крайняя точка 330а определена как точка, в которой задняя кромка 306 встречается с частью 308а первой стенки, а вторая задняя крайняя точка 330b определена как точка, в которой задняя кромка 306 встречается с частью 310а второй стенки.
Согласно варианту, показанному на фиг.4, задняя кромка 306, проходящая между частью 308а первой стенки и частью 310а второй стенки, обращена к выпуску 326 секции. В другом варианте, также показанном на фиг.4, задняя кромка 306 обращена к выпуску 313 (см. фиг.3) диффузора 300. В соответствии с одним из вариантов, задняя кромка имеет первую часть 306а и вторую часть 306b. Вторая часть 306b задней кромки 306 расположена между первой частью 306а задней кромки 306 и частью 310а второй стенки. Похожим образом, первая часть 306а задней кромки 306 расположена между второй частью 306b задней кромки 306 и частью 308а первой стенки.
В соответствии с еще одним вариантом, первая часть 306а задней кромки 306 наклонена, на угол 331а, к впуску 324 секции относительно направления 332а нормали, перпендикулярного части 308а первой стенки в первой задней крайней точке 330а, в которой задняя кромка 306 встречается с частью 308а первой стенки.
В соответствии со следующим вариантом, вторая часть 306b задней кромки 306 наклонена, на угол 331b, к впуску 324 секции относительно направления 332b нормали, перпендикулярного части 310а второй стенки во второй задней крайней точке 330b, в которой задняя кромка 306 встречается с частью 310а второй стенки.
Согласно одному из вариантов, первая часть 306а, вторая часть 306b или, как показано на фиг.4, обе эти части задней кромки 306 могут быть выполнены как криволинейные части кромки. В таком варианте каждая точка на криволинейной части 306а, 306b кромки задает угол наклона между касательной в этой точке и соответствующим направлением 332а, 332b нормали в задней крайней точке 330а, 330b, в которой часть 306а, 306b криволинейной кромки встречается с частью 308а, 310а первой или второй стенки, от которой она проходит.
Аналогично передней кромке 304, задняя кромка 306 также содержит третью часть 306с, которая в изображенном варианте является прямолинейной частью кромки.
В других вариантах первая и вторая части кромки (передней кромки 304 или задней кромки 306) проходят друг к другу без дополнительных частей кромки между ними. Другими словами, в таких вариантах кромка состоит из первой части и второй части.
Другим параметром конструкции стойки, соответствующей настоящему изобретению, является ориентация стойки или ее секций относительно осевого направления 309 диффузора или газовой турбины (см. фиг.3).
В варианте, показанном на фиг.4, внешняя стенка 310 и внутренняя стенка 308, если смотреть в поперечном сечении, которое приведено на этом чертеже, являются, по существу, прямолинейными, без какой-либо кривизны. То есть, поверхности внешней стенки 310 и внутренней стенки 308 являются, по существу, коническими. Как показано на фиг.4, внешняя стенка 310 и внутренняя стенка 308 могут даже, по существу, быть параллельными друг другу с увеличением (незначительным увеличением) расстояния по осевой длине диффузора 300.
На фиг.5 приведено поперечное сечение секции 502 неповернутой стойки, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения. Секция 502 неповернутой стойки ориентирована по осевому направлению 309 (также показанному на фиг.3). На фиг.5 также показано направление 328 потока выбрасываемой струи для конкретного режима работы газовой турбины, в частности, для конкретной нагрузки. Обычно газовую турбину проектируют таким образом, чтобы она наилучшим образом работала в заранее определенном режиме, так называемом штатном режиме. Стойки выполняют ориентированными по направлению потока в этом штатном режиме. Однако если, например, нагрузка газовой турбины изменяется, то направление потока также изменяется, и, по меньшей мере, часть стойки перестает быть ориентированной по направлению потока выбрасываемой струи. Это показано на фиг.5, где направление секции 502 стойки не совпадает с направлением 328 потока. Вместо этого направление 328 потока отклоняется на угол 534 закручивания от ориентации секции 502 стойки (которая ориентирована по осевому направлению 309).
На фиг.6 приведено поперечное сечение секции 602 повернутой стойки, соответствующей вариантам реализации настоящего изобретения. Секция 602 повернутой стойки наклонена относительно осевого направления 309 на угол 634 закручивания. В режиме работы, изображенном на фиг.6, направление 328 потока выбрасываемой струи совпадает с ориентацией секции 602 стойки, т.е. на фиг.6 газовая турбина находится в штатном режиме.
Согласно одному из вариантов, стойка не является скрученной. Например, в другом варианте поперечные сечения стойки на разных расстояниях от части первой стенки или, в еще одном варианте, продольные направления поперечных сечений стойки на разных расстояниях от части первой стенки ориентированы параллельно друг другу. Таким образом, в упомянутом одном из вариантов вся стойка в целом повернута относительно осевого направления.
На фиг.7 показана часть еще одного диффузора 700 газовой турбины, соответствующего вариантам реализации настоящего изобретения.
Передняя кромка 704 стойки 702 диффузора 700 газовой турбины, содержащая ненаклонную третью часть 704с, выполнена идентичной передней кромке 304 стойки 302 диффузора 300 газовой турбины, показанной на фиг.3, и ее описание здесь не повторяется.
В отличие от стойки 302, показанной на фиг.3, стойка 702 содержит заднюю кромку 706, которая является прямолинейной и, в одном из вариантов, параллельной ненаклонной третьей части 704с передней кромки 704 стойки 702.
Согласно одному из вариантов, первая стенка или часть первой стенки является внутренней стенкой/частью внутренней стенки диффузора газовой турбины, например, стенкой или частью стенки сердечника. Согласно еще одному варианту, вторая стенка или часть второй стенки является внешней стенкой/частью внешней стенки диффузора газовой турбины, например, стенкой или частью стенки кожуха.
Влияние стойки с составной стреловидностью (т.е. стреловидность применена как для верхней, так и для нижней стеновых секций стойки, как изображено на фиг.4) на характеристики диффузора проиллюстрировано путем расчетов с использованием метода трехмерной вычислительной динамики текучей среды (CFD, Computational Fluid Dynamics) для сектора прохода диффузора газовой турбины, имеющего величину 60 градусов, с шестью стойками. В этом случае периодическая граница прохода идет по каждой из двух поверхностей стойки. Составная стреловидность была создана путем продолжения хорд секций стойки, расположенных у стенок, что дало угол стреловидности приблизительно 25 градусов, угловые части сопрягались с остающимися нестреловидными частями на расстоянии от обеих стенок, равном приблизительно 20% ширины пространства диффузора. Расчеты выполнялись в штатном режиме, а также в нештатном режиме, когда на штатный профиль закручивания на впуске было наложено +12 градусов дополнительного закручивания, что, как следствие, привело к углу закручивания приблизительно 32 градуса рядом с нижней стенкой и 18 градусов в середине ширины пространства диффузора. Результаты сравнивались с результатами аналогичных расчетов для прямолинейных стоек с идентичным сечением профиля и с длиной хорд, как у нестреловидных секций. Обе стойки (стреловидная и прямолинейная) были неповернутыми.
Результаты расчетов по методу CFD приведены на фиг.8а-11. На фиг.8а-8с для различных расстояний от нижней стенки показаны распределения поверхностного статического давления на передней кромке стойки рядом с нижней стенкой (т.е. сердечником) диффузора (зона стреловидных секций) в зависимости от меридионального расстояния от впуска диффузора в штатном режиме. На фиг.8а показано распределение поверхностного статического давления у нижней стенки (сердечника) для прямолинейной стойки и для стреловидной стойки с углом стреловидности приблизительно 25 градусов. На фиг.8b показано распределение поверхностного статического давления на расстоянии от нижней стенки, составляющем 5% ширины пространства диффузора между верхней и нижней стенками. На фиг.8с показано распределение поверхностного статического давления на расстоянии от нижней стенки, составляющем 11% ширины пространства диффузора между верхней и нижней стенками. Как видно из фиг.8а-8с, в частности, у нижней стенки вариация давления уменьшается для стреловидной стойки по сравнению с прямолинейной стойкой.
Условия, для которых получены фиг.9а-9с, соответствуют условиям для фиг.8а-8с, за исключением того, что распределения поверхностного статического давления вычислены в нештатном режиме с наложенными 12 градусами дополнительного закручивания на впуске. Можно видеть, что составная стреловидность приводит к снижению до минимума в трехмерном пространстве неблагоприятного градиента давления путем уменьшения ускорения потока, протекающего по стойке, с результирующим увеличением давления в передней зоне по сравнению с прямолинейной стойкой.
На фиг.10а изображен поток, протекающий по стреловидной стойке у внутренней стенки диффузора (сердечника), как рассмотрено со ссылкой на фиг.9а-9с, в нештатном режиме с дополнительным закручиванием 12 градусов, наложенным на штатный профиль закручивания на впуске. В отличие от этого, на фиг.10b показан поток для тех же условий, за исключением того, что использована прямолинейная стойка.
Как изображено на фиг.10а, даже в нештатном режиме стреловидная стойка не приводит к появлению обратного потока, и примененная стреловидность позволяет обеспечить отсутствие разделения у стенки диффузора и очень сильно сниженное и замедленное разделение потока на поверхности стойки. С другой стороны, как очевидно из фиг.10b, можно наблюдать значительное разделение как на стенке диффузора, так и на поверхности прямолинейной стойки, и из-за этого в зоне прямолинейной стойки больше нельзя обеспечивать поворот потока или снижение закручивания на стойке, что приводит к появлению обратного потока, указанного номером 1036 на фиг.10b.
На фиг.11 показана вариация итогового усредненного коэффициента Cp восстановления статического давления в одномерном пространстве (представляющего собой нормализованное давление, которое определяется как
Figure 00000001
, где P - локальное среднее статическое давление, P1 - среднее статическое давление на впуске диффузора, P01 - среднее итоговое давление на впуске диффузора) в направлении меридиональной длины диффузора для обоих типов стоек в нештатном режиме. Как можно видеть, в отличие от прямолинейной стойки, итоговое восстановление давления в диффузоре сразу после стойки является более существенным при использовании стреловидной стойки, благодаря оптимизированному поведению потока в проходе диффузора.
Необходимо отметить, что термин "содержащий" не исключает наличия других элементов или этапов, а указание в единственном числе не исключает наличия множества. Кроме того, можно объединять элементы, описанные для разных вариантов реализации настоящего изобретения. Также необходимо отметить, что ссылочные обозначения в пунктах формулы изобретения не должны восприниматься как налагающие ограничение на объем этих пунктов.
В качестве резюме для описанных выше вариантов реализации настоящего изобретения можно сказать следующее:
Описан диффузор газовой турбины, содержащий стойку, передняя кромка которой проходит между частью первой стенки и частью второй стенки, причем первая часть передней кромки наклонена к выпуску секции диффузора, т.е. в направлении потока выбрасываемой струи, относительно направления нормали, перпендикулярного упомянутой части первой стенки в первой передней крайней точке, в которой передняя кромка встречается с упомянутой частью первой стенки. Таким образом, передняя кромка частично наклонена к выпуску секции диффузора.

Claims (21)

1. Газовая турбина, содержащая диффузор (100, 300, 700) газовой турбины, представляющий собой диффузор выхлопа, расположенный по направлению потока ниже последней ступени турбины, при этом диффузор содержит:
- секцию (322) прохождения струи для выбрасываемой струи, проходящую между впуском (324) секции и выпуском (326) секции;
- секция (322) прохождения струи содержит часть (308а) первой стенки и часть (310а) второй стенки;
- стойку (202, 302, 502, 602, 702), имеющую переднюю кромку (204, 304), проходящую между частью (308а) первой стенки и частью (308b) второй стенки, при этом передняя кромка (204, 304) обращена к впуску (324) секции;
- передняя кромка (204, 304) имеет первую часть (304а) и вторую часть (304b), причем вторая часть (304b) передней кромки (304) расположена между первой частью (304а) передней кромки (304) и частью (310а) второй стенки;
- первую переднюю крайнюю точку (320а), в которой передняя кромка (304) встречается с частью (308а) первой стенки; и
- вторую переднюю крайнюю точку (320b), в которой передняя кромка (304) встречается с частью (310b) второй стенки,
причем:
передняя кромка (304) имеет третью прямолинейную часть (304с), расположенную между первой частью (304а) передней кромки (304) и второй частью (304b) передней кромки (304);
первая часть передней кромки проходит на 20-40% расстояния
между первой передней крайней точкой (320а) и второй передней крайней точкой (320b);
первая часть (304а) передней кромки (304) наклонена к выпуску (326) секции относительно направления (319а) нормали, перпендикулярного части (308а) первой стенки в первой передней крайней точке (320а), что позволяет уменьшить число Маха, в направлении, перпендикулярном передней кромке; и
вторая часть (304b) передней кромки (304) наклонена к выпуску (326) секции относительно направления (319b) нормали, перпендикулярного части (310а) второй стенки во второй передней крайней точке (320b), в которой передняя кромка (304) встречается с частью (310b) второй стенки.
2. Газовая турбина по п. 1, в которой диффузор далее содержит:
- первую часть (304а) передней кромки (304), проходящую от первой передней крайней точки (320а); и
- вторую часть (304b) передней кромки (304), проходящую от части (310а) второй стенки.
3. Газовая турбина по п. 1 или 2, в которой диффузор далее содержит стойку (202, 302, 502, 602, 702), имеющую заднюю кромку (206, 306), проходящую между частью (308а) первой стенки и частью (310а) второй стенки, при этом задняя кромка (206, 306) обращена к выпуску (326) секции;
- заднюю кромку (206, 306), имеющую первую часть (306а) и вторую часть (306b), которая расположена между первой частью (306а) задней кромки (306) и частью (310а) второй стенки;
- первую часть (306а) задней кромки (306), наклоненную к
впуску (324) секции относительно направления (332а) нормали, перпендикулярного части (308а) первой стенки в первой задней крайней точке (330а), в которой задняя кромка (306) встречается с частью (308а) первой стенки.
4. Газовая турбина по п. 3, в которой диффузор далее содержит:
- первую часть (306а) задней кромки (306), проходящую от первой задней крайней точки (320а), и
- вторую часть (306b) задней кромки (306), проходящую от части (310а) второй стенки.
5. Газовая турбина по п. 3, в которой диффузор далее содержит:
- вторую часть (306b) задней кромки (306), наклоненную к впуску (324) секции относительно направления (332b) нормали, перпендикулярного части (310а) второй стенки во второй задней крайней точке (330b), в которой задняя кромка (306) встречается с частью (310а) второй стенки.
6. Газовая турбина по п. 4, в которой диффузор далее содержит:
- вторую часть (306b) задней кромки (306), наклоненную к впуску (324) секции относительно направления (332b) нормали, перпендикулярного части (310а) второй стенки во второй задней крайней точке (330b), в которой задняя кромка (306) встречается с частью (310а) второй стенки.
7. Газовая турбина по п. 1 или 2, в которой угол (318а) наклона между первой частью (304а) передней кромки (304) и направлением (319а) нормали, перпендикулярным части (308а)
первой стенки в первой передней крайней точке (320а), находится в диапазоне от 15 до 45 градусов.
8. Газовая турбина по п. 3, в которой угол (318а) наклона между первой частью (304а) передней кромки (304) и направлением (319а) нормали, перпендикулярным части (308а) первой стенки в первой передней крайней точке (320а), находится в диапазоне от 15 до 45 градусов.
9. Газовая турбина по п. 4, в которой угол (318а) наклона между первой частью (304а) передней кромки (304) и направлением (319а) нормали, перпендикулярным части (308а) первой стенки в первой передней крайней точке (320а), находится в диапазоне от 15 до 45 градусов.
10. Газовая турбина по п. 5, в которой угол (318а) наклона между первой частью (304а) передней кромки (304) и направлением (319а) нормали, перпендикулярным части (308а) первой стенки в первой передней крайней точке (320а), находится в диапазоне от 15 до 45 градусов.
11. Газовая турбина по п. 6, в которой угол (318а) наклона между первой частью (304а) передней кромки (304) и направлением (319а) нормали, перпендикулярным части (308а) первой стенки в первой передней крайней точке (320а), находится в диапазоне от 15 до 45 градусов.
12. Газовая турбина по п. 1 или 2, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
13. Газовая турбина по п. 3, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
14. Газовая турбина по п. 4, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
15. Газовая турбина по п. 5, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
16. Газовая турбина по п. 6, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
17. Газовая турбина по п. 7, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
18. Газовая турбина по п. 8, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
19. Газовая турбина по п. 9, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
20. Газовая турбина по п. 10, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
21. Газовая турбина по п. 11, в которой третья часть передней кромки соединяет первую часть и вторую часть передней кромки.
RU2013122766/06A 2010-10-18 2011-09-07 Кольцевой диффузор газовой турбины RU2558171C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP10187887A EP2441918A1 (en) 2010-10-18 2010-10-18 Gas turbine annular diffuser
EP10187887.4 2010-10-18
PCT/EP2011/065461 WO2012052220A1 (en) 2010-10-18 2011-09-07 Gas turbine annular diffusor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013122766A RU2013122766A (ru) 2014-11-27
RU2558171C2 true RU2558171C2 (ru) 2015-07-27

Family

ID=43822856

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013122766/06A RU2558171C2 (ru) 2010-10-18 2011-09-07 Кольцевой диффузор газовой турбины

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9441502B2 (ru)
EP (2) EP2441918A1 (ru)
CN (1) CN103154437B (ru)
RU (1) RU2558171C2 (ru)
WO (1) WO2012052220A1 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102014207547A1 (de) * 2014-04-22 2015-10-22 MTU Aero Engines AG Flugtriebwerk
US10087767B2 (en) * 2014-12-09 2018-10-02 United Technologies Corporation Pre-diffuser with multiple radii
US10255406B2 (en) * 2015-02-24 2019-04-09 Siemens Corporation Designing the geometry of a gas turbine exhaust diffuser on the basis of fluid dynamics information
GB2544526B (en) * 2015-11-20 2019-09-18 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
EP3241989A1 (en) * 2016-05-04 2017-11-08 Siemens Aktiengesellschaft A gas turbine section with improved strut design
FR3070448B1 (fr) * 2017-08-28 2019-09-06 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur de soufflante de turbomachine, ensemble de turbomachine comprenant une telle aube et turbomachine equipee de ladite aube ou dudit ensemble
US20190106989A1 (en) * 2017-10-09 2019-04-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US11220910B2 (en) * 2019-07-26 2022-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor stator
US11629599B2 (en) * 2019-11-26 2023-04-18 General Electric Company Turbomachine nozzle with an airfoil having a curvilinear trailing edge
US11566530B2 (en) * 2019-11-26 2023-01-31 General Electric Company Turbomachine nozzle with an airfoil having a circular trailing edge

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5338151A (en) * 1990-06-28 1994-08-16 Robert Bosch Gmbh Unit for delivering fuel from the fuel tank to the internal combustion engine of a motor vehicle
EP0661413A1 (de) * 1993-12-23 1995-07-05 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Axial-Schaufelgitter mit gepfeilten Schaufelvorderkanten
RU2096631C1 (ru) * 1994-07-28 1997-11-20 Научно-производственное предприятие "Завод им.В.Я.Климова" Выходное устройство газотурбинного двигателя
US6079948A (en) * 1996-09-30 2000-06-27 Kabushiki Kaisha Toshiba Blade for axial fluid machine having projecting portion at the tip and root of the blade
US6554564B1 (en) * 2001-11-14 2003-04-29 United Technologies Corporation Reduced noise fan exit guide vane configuration for turbofan engines
US6866479B2 (en) * 2003-05-16 2005-03-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Exhaust diffuser for axial-flow turbine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0417433B1 (de) 1989-09-12 1993-06-09 Asea Brown Boveri Ag Axialdurchströmte Turbine
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
EP0581978B1 (de) * 1992-08-03 1996-01-03 Asea Brown Boveri Ag Mehrzoniger Diffusor für Turbomaschine
DE4232088A1 (de) 1992-09-25 1994-03-31 Asea Brown Boveri Gasturbine mit Abgasgehäuse und Abgaskanal
US6554569B2 (en) 2001-08-17 2003-04-29 General Electric Company Compressor outlet guide vane and diffuser assembly
US7594388B2 (en) * 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
FR2901574B1 (fr) 2006-05-29 2008-07-04 Snecma Sa Dispositif de guidage d'un flux d'air a l'entree d'une chambre de combustion dans une turbomachine
EP1921278A1 (en) * 2006-11-13 2008-05-14 ALSTOM Technology Ltd Diffuser and exhaust system for turbine
JP4969500B2 (ja) 2008-03-28 2012-07-04 三菱重工業株式会社 ガスタービン
DE102008060847B4 (de) * 2008-12-06 2020-03-19 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
US8109720B2 (en) * 2009-03-31 2012-02-07 General Electric Company Exhaust plenum for a turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5338151A (en) * 1990-06-28 1994-08-16 Robert Bosch Gmbh Unit for delivering fuel from the fuel tank to the internal combustion engine of a motor vehicle
EP0661413A1 (de) * 1993-12-23 1995-07-05 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Axial-Schaufelgitter mit gepfeilten Schaufelvorderkanten
RU2096631C1 (ru) * 1994-07-28 1997-11-20 Научно-производственное предприятие "Завод им.В.Я.Климова" Выходное устройство газотурбинного двигателя
US6079948A (en) * 1996-09-30 2000-06-27 Kabushiki Kaisha Toshiba Blade for axial fluid machine having projecting portion at the tip and root of the blade
US6554564B1 (en) * 2001-11-14 2003-04-29 United Technologies Corporation Reduced noise fan exit guide vane configuration for turbofan engines
US6866479B2 (en) * 2003-05-16 2005-03-15 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Exhaust diffuser for axial-flow turbine

Also Published As

Publication number Publication date
CN103154437A (zh) 2013-06-12
CN103154437B (zh) 2015-09-16
EP2582918B1 (en) 2014-06-18
EP2582918A1 (en) 2013-04-24
EP2441918A1 (en) 2012-04-18
RU2013122766A (ru) 2014-11-27
US9441502B2 (en) 2016-09-13
WO2012052220A1 (en) 2012-04-26
US20130209246A1 (en) 2013-08-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2558171C2 (ru) Кольцевой диффузор газовой турбины
CN101460706B (zh) 用于流体机械、尤其是用于蒸汽涡轮机的导向叶片
US8602730B2 (en) Multi stage radial compressor
US6554564B1 (en) Reduced noise fan exit guide vane configuration for turbofan engines
US8721273B2 (en) Ring diffuser for an axial turbomachine
US7229248B2 (en) Blade structure in a gas turbine
EP2020509B1 (en) Centrifugal compressor, impeller and operating method of the same
JP5946707B2 (ja) 軸流タービン動翼
JP2009531593A5 (ru)
RU2549387C2 (ru) Лопатка с аэродинамическим профилем и осевая турбомашина
US20120230834A1 (en) Compressor blade for an axial compressor
JP6352936B2 (ja) ねじられた戻り流路ベーンを備える遠心圧縮機
EP2339115A2 (en) Turbine rotor assembly and steam turbine
EP3828387A1 (en) Turbine moving blade and axial-flow turbine
US9908170B2 (en) Blade for axial compressor rotor
EP1260674B1 (en) Turbine blade and turbine
RU2568355C2 (ru) Компрессор и газотурбинный двигатель с оптимизированным коэффициентом полезного действия
WO2020161943A1 (ja) 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼
CN115176070A (zh) 涡轮机部件或部件的组合件
CN111636927A (zh) 一种燃气轮机末级自锁动叶片
EP1330607A1 (en) Axial flow turbo compressor
US20200157942A1 (en) Method for modifying blades of fan, compressor and turbine of axial flow type, and blade obtained by modification
US11396812B2 (en) Flow channel for a turbomachine
CN111706400A (zh) 一种燃气轮机次末级自锁动叶片
JP3423850B2 (ja) 軸流タービン

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20211201