RU2780311C1 - Turbine design and manufacturing method - Google Patents

Turbine design and manufacturing method Download PDF

Info

Publication number
RU2780311C1
RU2780311C1 RU2021128134A RU2021128134A RU2780311C1 RU 2780311 C1 RU2780311 C1 RU 2780311C1 RU 2021128134 A RU2021128134 A RU 2021128134A RU 2021128134 A RU2021128134 A RU 2021128134A RU 2780311 C1 RU2780311 C1 RU 2780311C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
impeller
turbine
distance
ratio
temperature rise
Prior art date
Application number
RU2021128134A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Такеси АСО
Хиронори ЦУКИДАТЕ
Ацуси САНО
Original Assignee
Мицубиси Пауэр, Лтд.
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 Мицубиси Пауэр, Лтд. filed Critical Мицубиси Пауэр, Лтд.
Application granted granted Critical
Publication of RU2780311C1 publication Critical patent/RU2780311C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: mechanical engineering.
SUBSTANCE: invention can be used in the manufacture of turbines. The method for manufacturing the turbine (3), taking into account the change in the material of the impeller of the rotor (102) of the turbine, consists in taking into account that the time required for the temperature of the impeller (102) to reach from the first temperature to the second temperature during the start of the turbine is the time of temperature increase, and taking into account that the distance between the surfaces on the upstream side and the downstream side of the impeller is the distance between the surfaces. The ratio of the times of temperature increase is determined, which is the required ratio of the time of temperature increase after the material change to the time of temperature increase before the material change. The distance between the surfaces is determined after the material changes based on a certain ratio of temperature rise times. The shape of the impeller is determined after changing the material based on a certain distance between the surfaces. The turbine (3) is manufactured with the reproduction of a certain shape of the impeller on the rotor (102) of the turbine.
EFFECT: reducing the time required for the manufacture of the turbine, in accordance with the change in the material.
8 cl, 7 dwg

Description

Область техникиTechnical field

Настоящее изобретение относится к способу проектирования и изготовления турбины.The present invention relates to a method for designing and manufacturing a turbine.

Уровень техникиState of the art

В последнее время появилась потребность в повышении температуры газообразного продукта горения для улучшения эффективности газотурбинной установки. Когда температура газообразного продукта горения повышается, часть турбины, подвергающаяся воздействию газообразного продукта горения, такая как ротор турбины, может изнашиваться, и ее срок службы может уменьшиться.Recently, there has been a need to increase the temperature of the combustion gas in order to improve the efficiency of a gas turbine plant. When the temperature of the combustion gas rises, the part of the turbine exposed to the combustion gas, such as the turbine rotor, may wear out and its service life may be reduced.

В качестве способа сдерживания износа турбины известен способ использования в роторе турбины материала, имеющего превосходную стойкость к высоким температурам (см., например, JP 2013-199680 A).As a method for suppressing turbine wear, a method of using a material having excellent high temperature resistance in a turbine rotor is known (see, for example, JP 2013-199680 A).

В случае изменения материала, используемого в роторе турбины, как в JP 2013-199680 A, тепловое расширение ротора турбины может изменяться в зависимости от изменения значений физических свойств материала. Поэтому будет необходимо заново оценить тепловое расширение ротора турбины после изменения материала и заново выполнить проектирование турбины. В качестве способа оценки теплового расширения известно использование нестационарного анализа по методу конечных элементов (МКЭ). Однако нестационарный анализ по МКЭ требует много времени на одну итерацию, и количество повторений, пока не будут получены удовлетворяющие требованиям для турбины проектные данные, является большим. Следовательно, может потребоваться много времени и трудовых затрат для проектирования и изготовления турбины в соответствии с изменением материала.In the case of changing the material used in the turbine rotor, as in JP 2013-199680 A, the thermal expansion of the turbine rotor may change depending on the change in the values of the physical properties of the material. Therefore, it will be necessary to re-evaluate the thermal expansion of the turbine rotor after changing the material and re-design the turbine. As a method for estimating thermal expansion, it is known to use non-stationary finite element analysis (FEM). However, the non-stationary FEM analysis takes a long time per iteration, and the number of iterations until a satisfactory design data is obtained for the turbine is large. Therefore, it may take a lot of time and labor to design and manufacture the turbine according to the material change.

Настоящее изобретение было создано с учетом вышеизложенного, и целью настоящего изобретения является уменьшение времени, требуемого для проектирования и изготовления турбины в соответствии с изменением материала.The present invention has been made in view of the foregoing, and the purpose of the present invention is to reduce the time required for the design and manufacture of a turbine in accordance with the change in material.

Сущность изобретенияThe essence of the invention

Для достижения вышеуказанной цели согласно настоящему изобретению предлагается способ проектирования турбины в соответствии с изменением материала рабочего колеса ротора турбины, в котором, полагая, что время, требуемое для того, чтобы температура рабочего колеса достигла от первой температуры до второй температуры во время пуска турбины, представляет собой время повышения температуры, и полагая, что расстояние между поверхностями на верхней по потоку стороне и нижней по потоку стороне рабочего колеса представляет собой расстояние между поверхностями, способ проектирования турбины включает: определение соотношения времен повышения температуры, которое представляет собой требуемое отношение времени повышения температуры после изменения материала к времени повышения температуры до изменения материала; определение расстояния между поверхностями после изменения материала на основе определенного соотношения времен повышения температуры; определение формы рабочего колеса после изменения материала на основе определенного расстояния между поверхностями; и проектирование турбины с воспроизведением определенной формы рабочего колеса на роторе турбины.In order to achieve the above object, the present invention provides a method for designing a turbine according to a change in the material of the impeller of the turbine rotor, in which, assuming that the time required for the temperature of the impeller to reach from the first temperature to the second temperature at the time of starting the turbine is is the temperature rise time, and assuming that the distance between the surfaces on the upstream side and the downstream side of the impeller is the distance between the surfaces, the turbine design method includes: determining the temperature rise time ratio, which is the required ratio of the temperature rise time after material change by the time the temperature rises before the material change; determining the distance between the surfaces after the material change based on the determined temperature rise time ratio; determining the shape of the impeller after changing the material based on a certain distance between the surfaces; and designing a turbine to reproduce a certain shape of the impeller on the turbine rotor.

Согласно настоящему изобретению может быть уменьшено время, требуемое для проектирования и изготовления турбины в соответствии с изменением материала.According to the present invention, the time required for designing and manufacturing a turbine can be reduced according to the change in material.

Краткое описание чертежейBrief description of the drawings

Фиг. 1 - схематический вид, иллюстрирующий пример конфигурации газотурбинной установки, в которой используют турбину в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения;Fig. 1 is a schematic view illustrating a configuration example of a gas turbine plant in which a turbine according to the first embodiment of the present invention is used;

Фиг. 2 - вид в разрезе, иллюстрирующий внутреннюю структуру турбины в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения;Fig. 2 is a sectional view illustrating the internal structure of a turbine according to the first embodiment of the present invention;

Фиг. 3 - блок-схема алгоритма, иллюстрирующая процедуру проектирования и изготовления турбины в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения;Fig. 3 is a flowchart illustrating a design and manufacture procedure for a turbine according to the first embodiment of the present invention;

Фиг. 4 - вид в разрезе, иллюстрирующий форму рабочего колеса до и после изменения материала;Fig. 4 is a sectional view illustrating the shape of the impeller before and after changing the material;

Фиг. 5 - таблица, иллюстрирующая примеры соотношений параметров до и после изменения материала рабочего колеса;Fig. 5 is a table illustrating examples of parameter ratios before and after changing the material of the impeller;

Фиг. 6 - блок-схема алгоритма, иллюстрирующая процедуру проектирования и изготовления турбины в соответствии со вторым вариантом осуществления настоящего изобретения; иFig. 6 is a flowchart illustrating a design and manufacture procedure for a turbine according to the second embodiment of the present invention; and

Фиг. 7 - таблица, иллюстрирующая примеры соотношений параметров до и после изменения материала рабочего колеса.Fig. 7 is a table illustrating examples of parameter ratios before and after changing the impeller material.

Описание предпочтительных вариантов осуществления изобретенияDescription of preferred embodiments of the invention

Первый вариант осуществленияFirst Embodiment

КонфигурацияConfiguration

1. Газотурбинная установка1. Gas turbine plant

На фиг. 1 представлен схематический вид, иллюстрирующий пример конфигурации газотурбинной установки, в которой используют турбину в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения. Далее будет описан случай, в котором турбину в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления применяют в газотурбинной установке, но объект применения турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления не ограничивается этим, и, например, турбина может использоваться в паротурбинной установке.In FIG. 1 is a schematic view illustrating a configuration example of a gas turbine plant using a turbine according to the first embodiment of the present invention. Next, a case will be described in which the turbine according to the present embodiment is used in a gas turbine plant, but the application of the turbine according to the present embodiment is not limited thereto, and, for example, the turbine can be used in a steam turbine plant.

Как иллюстрируется на фиг. 1, газотурбинная установка 100 включает в себя компрессор 1, сжигающее устройство 2 и турбину 3. Компрессор 1 и турбина 3 соединены друг с другом с помощью вала (не показан). Компрессор 1 приводится во вращательное движение турбиной 3, сжимает воздух 6, всасываемый через впускную часть 5, генерируя воздух под высоким давлением (сжатый воздух), и подает воздух под высоким давлением в сжигающее устройство 2. Сжигающее устройство 2 смешивает воздух под высоким давлением, подаваемый из компрессора 1, и топливо, подаваемое из топливной системы (не показана) для выполнения сжигания, генерируя газообразный продукт 7 горения под высоким давлением и подавая его в турбину 3. Турбина 3 приводится во вращательное движение за счет расширения газообразного продукта 7 горения, подаваемого из сжигающего устройства 2. Нагрузка (не показана) соединена с турбиной 3 или компрессором 1. В рассматриваемом варианте осуществления генератор соединен с турбиной 3 в качестве нагрузки, и мощность, получаемая путем вычитания мощности для привода компрессора 1 из мощности от вращения турбины 3, преобразуется генератором в электрическую энергию. Газообразный продукт 7 горения, который привел в движение турбину 3, выпускают в качестве отработанного газа турбины в атмосферу.As illustrated in FIG. 1, the gas turbine plant 100 includes a compressor 1, a combustion device 2, and a turbine 3. The compressor 1 and the turbine 3 are connected to each other by a shaft (not shown). The compressor 1 is driven by the turbine 3, compresses the air 6 sucked in through the inlet 5 to generate high pressure air (compressed air), and supplies the high pressure air to the combustion device 2. The combustion device 2 mixes the high pressure air supplied from the compressor 1, and fuel supplied from a fuel system (not shown) to perform combustion, generating a high-pressure combustion gas 7 and supplying it to a turbine 3. The turbine 3 is rotated by expanding the combustion gas 7 supplied from combustion device 2. A load (not shown) is connected to turbine 3 or compressor 1. In this embodiment, the generator is connected to turbine 3 as a load, and the power obtained by subtracting the power to drive the compressor 1 from the power generated by the rotation of the turbine 3 is converted by the generator into electrical energy. The combustion gas 7 that drove the turbine 3 is discharged as turbine exhaust gas into the atmosphere.

2. Турбина2. Turbine

На фиг. 2 представлен вид в разрезе, иллюстрирующий внутреннюю структуру части турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления. Как показано на фиг. 2, турбина 3 включает в себя неподвижную часть 101 и ротор 102 турбины, образующий вращающуюся часть, которая вращается относительно неподвижной части 101.In FIG. 2 is a sectional view illustrating the internal structure of a part of a turbine according to the present embodiment. As shown in FIG. 2, the turbine 3 includes a fixed part 101 and a turbine rotor 102 forming a rotating part that rotates relative to the fixed part 101.

Неподвижная часть 101 в основном включает в себя корпус 8, внешнее кольцо 18, неподвижные лопатки 11 (11a. 11b), внутреннее кольцо 15, диафрагму 14 и каркасные элементы 32 (32a, 32b).The fixed part 101 mainly includes a body 8, an outer ring 18, fixed blades 11 (11a, 11b), an inner ring 15, a diaphragm 14, and frame members 32 (32a, 32b).

Корпус 8 представляет собой цилиндрический элемент, образующий периферийную стенку турбины 3. Внешнее кольцо 18, неподвижные лопатки 11 (11a, 11b), внутреннее кольцо 15, диафрагма 14 и ротор 102 турбины размещены в корпусе 8.Housing 8 is a cylindrical element that forms the peripheral wall of the turbine 3. The outer ring 18, the fixed blades 11 (11a, 11b), the inner ring 15, the diaphragm 14 and the turbine rotor 102 are placed in the housing 8.

Концевая стенка 18 внешней периферийной стороны поддерживается внутренней периферийной стенкой 8a корпуса 8 с помощью каркасного элемента 32, который будет описан позднее. Концевая стенка 18 внешней периферийной стороны представляет собой цилиндрический элемент, продолжающийся в окружном направлении ротора 102 турбины.The end wall 18 of the outer peripheral side is supported by the inner peripheral wall 8a of the body 8 by means of a frame element 32, which will be described later. The end wall 18 of the outer peripheral side is a cylindrical element extending in the circumferential direction of the turbine rotor 102.

Множество неподвижных лопаток 11b обеспечены на внутренней периферийной поверхности концевой стенки 18 внешней периферийной стороны с одинаковыми интервалами вдоль окружного направления ротора 102 турбины. Неподвижные лопатки 11b продолжаются от внутренней периферийной поверхности концевой стенки 18 внешней периферийной стороны в направлении радиально внутренней стороны ротора 102 турбины. В дальнейшем радиально внутреннюю сторону и радиально внешнюю сторону ротора 102 турбины называют просто как «радиально внутренняя сторона» и «радиально внешняя сторона». Дополнительно, неподвижные лопатки 11b расположены в множество рядов вдоль осевого направления ротора 102 турбины, и их группы с лопатками 12 ротора образуют ступени турбины. В примере на фиг. 1 показаны неподвижные лопатки 11a первой ступени и неподвижные лопатки 11b второй ступени, но количество ступеней может быть опциональным.A plurality of stationary blades 11b are provided on the inner peripheral surface of the outer peripheral side end wall 18 at equal intervals along the circumferential direction of the turbine rotor 102. The fixed blades 11b extend from the inner peripheral surface of the outer peripheral side end wall 18 towards the radially inner side of the turbine rotor 102. Hereinafter, the radially inner side and the radially outer side of the turbine rotor 102 are simply referred to as "radial inner side" and "radial outer side". Additionally, the fixed blades 11b are arranged in a plurality of rows along the axial direction of the turbine rotor 102, and their groups with the rotor blades 12 form the turbine stages. In the example in FIG. 1 shows first stage fixed blades 11a and second stage fixed blades 11b, but the number of stages may be optional.

Концевая стенка 15b внутренней периферийной стороны обеспечена на радиально внутренней стороне неподвижных лопаток 11b. Концевая стенка 15b внутренней периферийной стороны представляет собой цилиндрический элемент, продолжающийся в окружном направлении ротора 102 турбины. Неподвижные лопатки 11b соединены с внешней периферийной поверхностью концевой стенки 15b внутренней периферийной стороны. Другими словами, неподвижные лопатки закреплены между концевой стенкой 18 внешней периферийной стороны и концевой стенкой 15b внутренней периферийной стороны. Пространство, отделенное концевой стенкой 18 внешней периферийной стороны и концевой стенкой 15b внутренней периферийно стороны, образует газовый тракт в качестве проточного канала для газообразного продукта горения во внутреннюю часть турбины 3.The end wall 15b of the inner peripheral side is provided on the radially inner side of the fixed blades 11b. The end wall 15b of the inner peripheral side is a cylindrical element extending in the circumferential direction of the turbine rotor 102. The fixed vanes 11b are connected to the outer peripheral surface of the inner peripheral side end wall 15b. In other words, the fixed blades are fixed between the outer peripheral side end wall 18 and the inner peripheral side end wall 15b. The space separated by the end wall 18 of the outer peripheral side and the end wall 15b of the inner peripheral side forms a gas path as a flow path for the combustion gas into the interior of the turbine 3.

Диафрагма 14 прикреплена к стороне внутренней периферийной поверхности концевой стенки 15b внутренней периферийной стороны ротора 102 турбины. Диафрагма 14 имеет ребра (не показано), продолжающиеся от внутренней периферийной поверхности (поверхности, обращенной к внешней периферийной поверхности 30 дистанцирующего диска 10a, который будет описан позднее) в направлении радиально внутренней стороны. Дополнительно, каркасные элементы 32 (32a, 32b) в качестве элементов, поддерживающих внешние кольца 18 неподвижных лопаток 11, прикреплены к внутренней периферийной стенке 8a корпуса 8. Каркасные элементы 32 представляют собой кольцевые элементы, и обеспечены в позициях напротив верхних концов лопаток 12 ротора, которые будут описаны позднее. В иллюстрируемом примере каркасный элемент 31a, расположенный напротив лопатки 12a ротора первой ступени, поддерживает нижнюю по потоку сторону концевой стенки 18 внешней периферийной стороны неподвижной лопатки 11a первой ступени и верхнюю по потоку сторону концевой стенки 18 внешней периферийной стороны неподвижной лопатки 11b второй ступени. Каркасный элемент 32b, расположенный напротив лопатки 12b ротора второй ступени, поддерживает нижнюю по потоку сторону концевой стенки 18 внешней периферийной стороны неподвижной лопатки 11b второй ступени.The diaphragm 14 is attached to the inner peripheral surface side of the end wall 15b of the inner peripheral side of the turbine rotor 102. The diaphragm 14 has ribs (not shown) extending from the inner peripheral surface (the surface facing the outer peripheral surface 30 of the spacer disk 10a to be described later) towards the radially inner side. Additionally, the frame members 32 (32a, 32b), as members supporting the outer rings 18 of the fixed blades 11, are attached to the inner peripheral wall 8a of the casing 8. The frame members 32 are ring members, and are provided at positions opposite the upper ends of the rotor blades 12, which will be described later. In the illustrated example, the frame element 31a, located opposite the blade 12a of the first stage rotor, supports the downstream side of the end wall 18 of the outer peripheral side of the fixed blade 11a of the first stage and the upstream side of the end wall 18 of the outer peripheral side of the fixed blade 11b of the second stage. The frame member 32b, located opposite the second stage rotor blade 12b, supports the downstream side of the end wall 18 of the outer peripheral side of the fixed second stage blade 11b.

Ротор 102 турбины включает в себя рабочие колеса 9a и 9b, дистанцирующий диск 10a и лопатки 12a и 12b ротора.The turbine rotor 102 includes impellers 9a and 9b, a spacer disc 10a, and rotor blades 12a and 12b.

Рабочие колеса 9a и 9b и дистанцирующий диск 10a представляют собой дискообразные элементы, выровненные и расположенные в ряд в направлении потока газообразного продукта 7 горения. В дальнейшем верхний по потоку и нижний по потоку относительно направления потока газообразного продукта 7 горения называют просто как «верхний по потоку» и «нижний по потоку». Рабочие колеса 9a и 9b и дистанцирующий диск 10a скреплены и объединены с помощью стяжных болтов 13. Множество стяжных болтов 13 обеспечены по окружности с центральной осью 1 турбины 3 в качестве центра.The impellers 9a and 9b and the spacer disk 10a are disk-shaped elements aligned and arranged in a row in the direction of the flow of the combustion gas 7 . Hereinafter, upstream and downstream of the flow direction of the combustion gas 7 are simply referred to as "upstream" and "downstream". The impellers 9a and 9b and the spacer disk 10a are fastened and united by tie bolts 13. A plurality of tie bolts 13 are provided circumferentially with the central axis 1 of the turbine 3 as the center.

Рабочее колесо 9a включает в себя внутренний периферийный участок 21, внешний периферийный участок 22 и участок 23 для стяжного соединения. Хотя будет описана конфигурация рабочего колеса 9a, другие рабочие колеса, включая рабочее колесо 9b, имеют аналогичную конфигурацию, за исключением наличия или отсутствия центрального отверстия.The impeller 9a includes an inner circumferential portion 21, an outer circumferential portion 22, and a shrink fit portion 23. Although the configuration of impeller 9a will be described, other impellers, including impeller 9b, have a similar configuration, except for the presence or absence of a central hole.

Внутренний периферийный участок 21 образует часть радиально внутренней стороны (стороны центральной оси 1) рабочего колеса 9a. Внутренний периферийный участок 21 выполнен таким образом, что на поверхности сечения рабочего колеса 9a в разрезе по плоскости, включающей в себя центральную ось 1 (в дальнейшем, поверхность сечения рабочего колеса 9a), расстояние D1 между поверхностями постепенно уменьшается при продвижении в направлении радиально внешней стороны. В рассматриваемом варианте осуществления термин «расстояние между поверхностями» относится к расстоянию между поверхностями на верхней по потоку стороне и нижней по потоку стороне рабочего колеса 9a, в частности, на поверхности сечения рабочего колеса 9a, расстояние между двумя поверхностями в опциональных радиальных позициях рабочего колеса 9a. Внутренний периферийный участок 21 расположен напротив дистанцирующего диска 10a, обеспеченного рядом с нижней по потоку стороной рабочего колеса 9a, с зазором 28 между ними.The inner peripheral portion 21 forms part of the radially inner side (central axis 1 side) of the impeller 9a. The inner peripheral portion 21 is designed such that, on the sectional surface of the impeller 9a in a section along the plane including the central axis 1 (hereinafter, the sectional surface of the impeller 9a), the distance D1 between the surfaces gradually decreases as one moves towards the radially outer side . In this embodiment, the term "surface spacing" refers to the distance between surfaces on the upstream side and downstream side of the impeller 9a, in particular on the sectional surface of the impeller 9a, the distance between the two surfaces at the optional radial positions of the impeller 9a . The inner peripheral portion 21 is located opposite the spacer disc 10a provided adjacent to the downstream side of the impeller 9a, with a gap 28 therebetween.

Участок 23 для стяжного соединения представляет собой участок, расположенный между внутренним периферийным участком 21 и внешним периферийным участком 22. Участок 23 для стяжного соединения имеет множество сквозных отверстий (не показаны) в окружном направлении ротора 102 турбины, через которые могут быть вставлены и проходить стяжные болты 13. Участок 23 для стяжного соединения имеет поверхность на верхней по потоку стороне и поверхность на нижней по потоку стороне, которые параллельны плоскости, ортогональной центральной оси 1, и эти поверхности выполнены таким образом, что на поверхности сечения рабочего колеса 9a расстояние D3 между поверхностями является постоянным в радиальном направлении ротора 102 турбины. Поверхность на нижней по потоку стороне участка 23 для стяжного соединения выполнена таким образом, чтобы вступать в контакт с поверхностью на верхней по потоку стороне соседнего с ней дистанцирующего диска 10 (поверхность на нижней по потоку стороне участка 23 для стяжного соединения и поверхность на верхней по потоку стороне соединительной поверхности дистанцирующего диска 10a контактируют друг с другом). Множество рабочих колес перекрываются друг с другом через дистанцирующие диски, и скреплены стяжными болтами 13, проходящими через участок 23 для стяжного соединения.The tightening portion 23 is a portion located between the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22. The tightening portion 23 has a plurality of through holes (not shown) in the circumferential direction of the turbine rotor 102 through which the tie bolts can be inserted and passed. 13. The shrink connection section 23 has a surface on the upstream side and a surface on the downstream side, which are parallel to a plane orthogonal to the central axis 1, and these surfaces are formed in such a way that, on the sectional surface of the impeller 9a, the distance D3 between the surfaces is constant in the radial direction of the turbine rotor 102. The surface on the downstream side of the tie-in section 23 is configured to come into contact with the surface on the upstream side of the adjacent spacer disk 10 (the surface on the downstream side of the tie-down section 23 and the surface on the upstream side of the connecting surface of the spacer disk 10a are in contact with each other). The plurality of impellers overlap with each other via spacer discs and are fastened with tie bolts 13 passing through the tie-down section 23 .

Внешний периферийный участок 22 образует часть на радиально внешней стороне рабочего колеса 9a. Внешний периферийный участок 22 выполнен таким образом, что на поверхности сечения рабочего колеса 9a расстояние D2 между поверхностями меньше, чем расстояние D3 между поверхностями на участке 23 для стяжного соединения. Внешний периферийный участок 22 расположен напротив дистанцирующего диска 10a с зазором 29 между ними.The outer peripheral portion 22 forms a part on the radially outer side of the impeller 9a. The outer circumferential section 22 is designed in such a way that, on the sectional surface of the impeller 9a, the distance D2 between the surfaces is smaller than the distance D3 between the surfaces in the section 23 for the tightening connection. The outer peripheral portion 22 is located opposite the spacer disk 10a with a gap 29 between them.

Кольцевое пространство, образованное между рабочими колесами 9a и 9b и внутренним кольцом 15 с одной стороны и внутренней периферийной стенкой 8a корпуса 8 и внешним кольцом 18 с другой стороны, образует проточный канал (проточный канал газообразного продукта горения) 31, через который течет газообразный продукт 7 горения. Внутренняя периферийная стенка проточного канала 31 газообразного продукта горения образована внешними периферийными стенками рабочих колес 9a и 9b и внешней периферийной поверхностью внутреннего кольца 15, а внешняя периферийная стенка образована внутренней периферийной стенкой 8a корпуса 8 и внутренней периферийной поверхностью внешнего кольца 18.The annular space formed between the impellers 9a and 9b and the inner ring 15 on one side and the inner peripheral wall 8a of the housing 8 and the outer ring 18 on the other side forms a flow channel (combustion gas flow channel) 31 through which the product gas 7 flows burning. The inner peripheral wall of the combustion gas flow channel 31 is formed by the outer peripheral walls of the impellers 9a and 9b and the outer peripheral surface of the inner ring 15, and the outer peripheral wall is formed by the inner peripheral wall 8a of the housing 8 and the inner peripheral surface of the outer ring 18.

Дистанцирующий диск 10a обеспечен между рабочими колесами 9a и 9b. Дистанцирующий диск 10a включает в себя выступающий участок 27, выступающий от поверхности (внешней периферийной поверхности) 30 на радиально внешней стороне в направлении радиально внешней стороны. Выступающий участок 27 дистанцирующего диска 10a взаимодействует с ребрами диафрагмы 14, образуя участок уплотнения.A spacer disc 10a is provided between the impellers 9a and 9b. The spacer disc 10a includes a protruding portion 27 protruding from the surface (outer peripheral surface) 30 on the radially outer side towards the radially outer side. The protruding portion 27 of the spacer disc 10a interacts with the ribs of the diaphragm 14 to form a sealing portion.

Множество лопаток 12a и 12b ротора обеспечены на внешних периферийных поверхностях рабочих колес 9a и 9b с одинаковыми интервалами вдоль окружного направления ротора 102 турбины. Лопатки 12a и 12b ротора продолжаются от внешних периферийных поверхностей рабочих колес 9a и 9b в направлении радиально внешней стороны (стороны внутренней периферийной стенки 8a корпуса 8). Зазоры 19 и 20 образованы между внешними периферийными участками (концевыми участками на радиально внешней стороне) лопаток 12a и 12b и каркасными элементами 32a и 32b, прикрепленными к корпусу 8. Лопатки 12a и 12b ротора вращаются, с центральной осью 1 в качестве центра, вместе с рабочими колесами 9a и 9b и дистанцирующим диском 10a, под действием газообразного продукта 7 горения, текущего через проточный канал 31 газообразного продукта горения.A plurality of rotor blades 12a and 12b are provided on the outer peripheral surfaces of the impellers 9a and 9b at equal intervals along the circumferential direction of the turbine rotor 102. The rotor blades 12a and 12b extend from the outer peripheral surfaces of the impellers 9a and 9b towards the radially outer side (the side of the inner peripheral wall 8a of the housing 8). Gaps 19 and 20 are formed between the outer peripheral portions (end portions on the radially outer side) of the blades 12a and 12b and the frame members 32a and 32b attached to the housing 8. The rotor blades 12a and 12b rotate, with the central axis 1 as the center, together with the impellers 9a and 9b and the spacer disk 10a, under the action of the combustion gas 7 flowing through the combustion gas flow channel 31.

Лопатки 12a и 12b ротора и неподвижные лопатки 11a и 11b обеспечены чередующимся образом в направлении потока газообразного продукта 7 горения. Другими словами, лопатки ротора и неподвижные лопатки обеспечены чередующимся образом, так что неподвижная лопатка 11a первой ступени, лопатка 12a ротора первой ступени, неподвижная лопатка 11b второй ступени, лопатка 12b ротора второй ступени расположены в этом порядке от впуска проточного канала 31 газообразного продукта горения в направлении нижней по потоку стороны.The rotor blades 12a and 12b and the fixed blades 11a and 11b are provided alternately in the flow direction of the combustion gas 7 . In other words, the rotor blades and the fixed blades are provided in an alternating manner, so that the first stage fixed blade 11a, the first stage rotor blade 12a, the second stage fixed blade 11b, the second stage rotor blade 12b are arranged in this order from the inlet of the combustion gas flow passage 31 to direction of the downstream side.

Множество неподвижных лопаток 11a первой ступени обеспечены на верхней по потоку стороне относительно лопатки 12a ротора первой ступени с одинаковыми интервалами в окружном направлении ротора 102 турбины. Неподвижные лопатки 11a первой ступени соединены с внутренним периферийным опорным участком 26, обеспеченным на верхней по потоку стороне рабочего колеса 9a, и с внешним периферийным опорным участком 25, обеспеченным напротив внутреннего периферийного опорного участка 26, с проточным каналом 31 газообразного продукта горения между ними.A plurality of fixed first stage blades 11a are provided on the upstream side of the first stage rotor blade 12a at regular intervals in the circumferential direction of the turbine rotor 102. The first stage stationary blades 11a are connected to an inner peripheral bearing portion 26 provided on the upstream side of the impeller 9a and an outer peripheral bearing portion 25 provided opposite the inner peripheral bearing portion 26 with a combustion gas flow path 31 therebetween.

3. Проектирование и изготовление турбины3. Turbine design and manufacture

На фиг. 3 представлена блок-схема алгоритма, иллюстрирующая способ проектирования и изготовления в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления. В рассматриваемом варианте осуществления способ проектирования и изготовления турбины в соответствии с изменением материала рабочего колеса ротора турбины будет описан с помощью иллюстрации в качестве примера случая изменения на материал с более высоким термическим сопротивлением. Ниже в качестве примера будет описано рабочее колесо 9a, однако другие рабочие колеса, включая рабочее колесо 9b, могут иметь аналогичную конфигурацию.In FIG. 3 is a flowchart illustrating the design and manufacture method according to the present embodiment. In the present embodiment, the method of designing and manufacturing a turbine according to the change in the material of the turbine rotor impeller will be described by way of illustration as an example of the case of changing to a material with a higher thermal resistance. Below, the impeller 9a will be described as an example, however, other impellers, including the impeller 9b, may have a similar configuration.

Этап S1Stage S1

Определяют соотношение времен повышения температуры, которое представляет собой требуемое отношение времени повышения температуры после изменения материала к времени повышения температуры до изменения материала. В рассматриваемом варианте осуществления «время повышения температуры» представляет собой время, требуемое для того, чтобы температура рабочего колеса достигла от первой температуры до второй температуры во время пуска турбины. Первая температура и вторая температура обе представляют собой заданные температуры. Первая температура, например, представляет собой нормальную температуру (например, 20 °C ± 15 °C), а вторая температура представляет собой среднюю температуру опционально выбранной части или каждой части рабочего колеса в номинальном режиме работы (например, 500 °C). Хотя в рассматриваемом варианте осуществления описывается случай, когда соотношение времен повышения температуры составляет 1,0, соотношение времен повышения температуры, например, может находиться в диапазоне от 0,9 до 1,1. Время повышения температуры будет описано ниже.The temperature rise time ratio is determined, which is the required ratio of the temperature rise time after the material change to the temperature rise time before the material change. In the exemplary embodiment, "temperature rise time" is the time required for the impeller temperature to reach from the first temperature to the second temperature during turbine startup. The first temperature and the second temperature are both predetermined temperatures. The first temperature, for example, is the normal temperature (eg 20 °C ± 15 °C) and the second temperature is the average temperature of the optionally selected part or each part of the impeller in nominal operation (eg 500 °C). Although the present embodiment describes the case where the temperature rise time ratio is 1.0, the temperature rise time ratio, for example, may be in the range of 0.9 to 1.1. The temperature rise time will be described below.

В рассматриваемом варианте осуществления формула удельной теплоемкости и формула тепловой проводимости определены с помощью Формул (1) и (2):In this embodiment, the specific heat formula and the thermal conductivity formula are determined using Formulas (1) and (2):

Q=c×m×ΔT Формула (1),Q=c×m×ΔT Formula (1),

где Q - теплоемкость рабочего колеса 9a, c - удельная теплоемкость рабочего колеса 9a, m- масса рабочего колеса 9a и ΔT - изменение температуры опционально выбранной части рабочего колеса 9a;where Q is the heat capacity of the impeller 9a, c is the specific heat of the impeller 9a, m is the mass of the impeller 9a and ΔT is the change in temperature of an optionally selected part of the impeller 9a;

Q=k×S×t×(T1-T2)/L Формула (2),Q=k×S×t×(T1-T2)/L Formula (2),

где k - тепловая проводимость рабочего колеса 9a, S - площадь поверхности сечения рабочего колеса 9a в разрезе по плоскости, ортогональной центральной оси 1 рабочего колеса 9a, в опциональной позиции в направлении центральной оси рабочего колеса 9a (площадь кольцевой поверхности сечения с центральной осью 1 рабочего колеса 9a в качестве центра), t - время повышения температуры в опциональной выбранной части поверхности сечения рабочего колеса 9a, T1 и T2 - температуры (T1>T2) поверхностей на верхней по потоку стороне и нижней по потоку стороне в опциональной радиальной позиции поверхности сечения рабочего колеса 9a и L - расстояние между поверхностями в опциональной радиальной позиции.where k is the thermal conductivity of the impeller 9a, S is the cross-sectional area of the impeller 9a in a section along a plane orthogonal to the central axis 1 of the impeller 9a, in an optional position in the direction of the central axis of the impeller 9a (the area of the annular surface of the section with the central axis 1 of the impeller wheel 9a as the center), t is the temperature rise time in the optionally selected part of the section surface of the impeller 9a, T1 and T2 are the temperatures (T1>T2) of the surfaces on the upstream side and downstream side at the optional radial position of the section surface of the impeller wheels 9a and L - the distance between the surfaces in the optional radial position.

В рассматриваемом варианте осуществления полагают, что ΔT=T1-T2. Далее, из Формул (1) и (2), время t повышения температуры может быть выражено с помощью Формулы (3):In this embodiment, it is believed that ΔT=T1-T2. Further, from Formulas (1) and (2), the temperature rise time t can be expressed using Formula (3):

t=c×m×L/(k×S) Формула (3).t=c×m×L/(k×S) Formula (3).

Когда время повышения температуры до и после изменения материала является одинаковым, можно сказать, что легкость нагрева рабочего колеса является одинаковой до и после изменения материала. Когда время повышения температуры после изменения материала меньше, чем до изменения материала (соотношение времен повышения температуры составляет <1), рабочее колесо легче нагревается после изменения материала, чем до изменения материала, и когда время повышения температуры после изменения материала больше, чем до изменения материала (соотношение времен повышения температуры составляет >1), рабочее колесо труднее нагревается после изменения материала, чем до изменения материала. Следует отметить, что в рассматриваемом варианте осуществления был описан способ вычисления времени t повышения температуры из формулы удельной теплоемкости и формулы тепловой проводимости, но способ вычисления времени t повышения температуры не ограничивается этим.When the temperature rise time before and after the material change is the same, it can be said that the impeller heating ease is the same before and after the material change. When the temperature rise time after the material change is shorter than before the material change (the temperature rise time ratio is <1), the impeller is more easily heated after the material change than before the material change, and when the temperature rise time after the material change is longer than before the material change (temperature rise time ratio is >1), the impeller is more difficult to heat up after the material change than before the material change. Note that, in the present embodiment, a method for calculating the temperature rise time t from the specific heat formula and the thermal conductivity formula has been described, but the method for calculating the temperature rise time t is not limited thereto.

Этап S2Stage S2

Определяют расстояние между поверхностями после изменения материала на основе соотношения времен повышения температуры, определенного на этапе S1.The distance between the surfaces after the material change is determined based on the temperature rise time ratio determined in step S1.

Из Формулы (3), времена t1 и t2 повышения температуры до и после изменения материала могут быть выражены, соответственно, с помощью Формул (4) и (5):From Formula (3), the times t 1 and t 2 of temperature rise before and after the material change can be expressed, respectively, using Formulas (4) and (5):

t1=c1×m1×L1/(k1×S1) Формула (4);t 1 =c 1 ×m 1 ×L 1 /(k 1 ×S 1 ) Formula (4);

t2=c2×m2×L2/(k2×S2) Формула (5).t 2 =c 2 ×m 2 ×L 2 /(k 2 ×S 2 ) Formula (5).

В рассматриваемом варианте осуществления соотношение времен повышения температуры составляет 1,0 (t2/t1=1,0), и тем самым из Формул (4) и (5) получают Формулу (6):In the present embodiment, the ratio of the temperature rise times is 1.0 (t 2 /t 1 =1.0), and thus Formula (4) and (5) yields Formula (6):

c2×m2×L2/(k2×S2)=c1×m1×L1/(k1×S1) Формула (6).c 2 ×m 2 ×L 2 /(k 2 ×S 2 )=c 1 ×m 1 ×L 1 /(k 1 ×S 1 ) Formula (6).

Для удобства в рассматриваемом варианте осуществления площадь поверхности сечения рабочего колеса 9a до и после изменения материала полагают неизменной (S1=S2), и соотношение масс (m2/m1), которое представляет собой отношение массы после изменения материала к массе до изменения материала, и соотношение расстояний между поверхностями (L2/L1), которое представляет собой отношение расстояния между поверхностями после изменения материала к расстоянию между поверхностями до изменения материала, полагают одинаковыми. Тем самым из Формулы (6) получают Формулу (7):For convenience, in this embodiment, the cross-sectional area of the impeller 9a before and after the material change is assumed to be unchanged (S 1 =S 2 ), and the mass ratio (m 2 /m 1 ), which is the ratio of the mass after the material change to the mass before the change material, and the ratio of the distances between the surfaces (L 2 /L 1 ), which is the ratio of the distance between the surfaces after changing the material to the distance between the surfaces before changing the material, are assumed to be the same. Thus, Formula (7) is obtained from Formula (6):

(L2/L1)2=(c1×k2)/(c2×k1) Формула (7).(L 2 /L 1 ) 2 =(c 1 ×k 2) /(c 2 ×k 1 ) Formula (7).

В общем, удельные теплоемкости c1 и c2 и тепловые проводимости k1 и k2 рабочего колеса 9a до и после изменения материала определяются значениями физических свойств материала. Тем самым расстояние L2 между поверхностями после изменения материала может быть определено из Формулы (7).In general, the specific heat capacities c 1 and c 2 and the thermal conductivities k 1 and k 2 of the impeller 9a before and after the material change are determined by the values of the physical properties of the material. Thus, the distance L2 between the surfaces after changing the material can be determined from Formula (7).

Этап S3Stage S3

Определяют форму рабочего колеса 9a после изменения материала на основе расстояния между поверхностями, определенного на этапе S2.Determine the shape of the impeller 9a after changing the material based on the distance between the surfaces determined in step S2.

В рассматриваемом варианте осуществления на основе расстояния между поверхностями, определенного на этапе S2, изменяют расстояние между поверхностями в опциональной радиальной позиции рабочего колеса 9a, и определяют форму рабочего колеса 9a после изменения материала с помощью формулы равных напряжений рабочего колеса. В рассматриваемом варианте осуществления термин «формула равных напряжений рабочего колеса» означает формулу для определения формы рабочего колеса таким образом, что напряжение, действующее на каждую из частей рабочего колеса, с учетом центробежной силы, будет одинаковым независимо от радиальной позиции ротора турбины.In this embodiment, based on the distance between the surfaces determined in step S2, change the distance between the surfaces at the optional radial position of the impeller 9a, and determine the shape of the impeller 9a after changing the material using the equal impeller stress formula. In this embodiment, the term "impeller equal stress formula" means a formula for determining the shape of the impeller in such a way that the stress acting on each part of the impeller, taking into account centrifugal force, will be the same regardless of the radial position of the turbine rotor.

На фиг. 4 представлен вид в разрезе, иллюстрирующий формы рабочего колеса 9a до и после изменения материала. На фиг. 4 штриховая линия указывает форму рабочего колеса 9a после изменения материала, а сплошная линия указывает форму рабочего колеса 9a до изменения материала.In FIG. 4 is a sectional view showing the shapes of the impeller 9a before and after changing the material. In FIG. 4, the dashed line indicates the shape of the impeller 9a after the material change, and the solid line indicates the shape of the impeller 9a before the material change.

Как показано на фиг. 4, в рассматриваемом варианте осуществления расстояния между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 и внешнего периферийного участка 22 рабочего колеса 9a до изменения материала изменяются, в частности расстояние D1 между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 до изменения материала установлено на D1’ (<D1), а расстояние D2 между поверхностями внешнего периферийного участка 22 установлено на D2’ (<D2). На фиг. 4 расстояния между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 и внешнего периферийного участка 22 изменяются единообразно, так что соотношение (D1’/D1) изменения расстояния между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 до и после изменения материала и соотношение (D2’/D2) изменения расстояния между поверхностями внешнего периферийного участка 22 равны друг другу, и расстояние между поверхностями на внешнем периферийном участке 22 для плоскостей C1 и C2 (штрих-пунктирная линия), соответственно включающих в себя поверхности A1’ и A2’ на верхней по потоку стороне и нижней по потоку стороне внутреннего периферийного участка 21 после изменения материала, равно расстоянию D2’ между поверхностями внешнего периферийного участка после изменения материала. Другими словами, поверхности на верхней по потоку стороне (нижней по потоку стороне) внутреннего периферийного участка 21 и внешнего периферийного участка 22 до и после изменения материала находятся в одной плоскости. Следует отметить, что форма рабочего колеса 9a после изменения материала не ограничивается описанным выше случаем. Например, расстояние между поверхностями внешнего периферийного участка 22 после изменения материала может быть установлено больше, чем расстояние D2’ между поверхностями внешнего периферийного участка 22 для случая единообразного изменения расстояний между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 и внешнего периферийного участка 22, а расстояние между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 после изменения материала может быть установлено меньше, чем расстояние D1’ между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 для случая единообразного изменения расстояний между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 и внешнего периферийного участка 22, так что расстояние между поверхностями на внешнем периферийном участке 22, когда расстояние между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 после изменения материала продолжают до внешнего периферийного участка 22, будет больше, чем расстояние между поверхностями внешнего периферийного участка 22 после изменения материала. Так как внешний периферийный участок 22 рабочего колеса 9a расположен дальше на радиально внешней стороне (стороне проточного канала 31 газообразного продукта горения), чем внутренний периферийный участок 21, внешний периферийный участок 22 может нагреваться до более высокой температуры, чем внутренний периферийный участок 21, из-за передачи тепла от газообразного продукта 7 горения. Однако, за счет обеспечения расстояния между поверхностями внешнего периферийного участка 22 после изменения материала таким образом, чтобы оно было больше (толще), возможно повысить термическое сопротивление внешнего периферийного участка 22 и обеспечить надежность турбины 3.As shown in FIG. 4, in the present embodiment, the distances between the surfaces of the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22 of the impeller 9a before the material change are changed, in particular, the distance D1 between the surfaces of the inner peripheral portion 21 before the material change is set to D1' (<D1), and the distance D2 between the surfaces of the outer peripheral portion 22 is set to D2' (<D2). In FIG. 4, the distances between the surfaces of the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22 change uniformly, so that the ratio (D1'/D1) of the change in distance between the surfaces of the inner peripheral portion 21 before and after the material change and the ratio (D2'/D2) of the change in distance between the surfaces of the outer peripheral portion 22 are equal to each other, and the distance between the surfaces on the outer peripheral portion 22 for the planes C1 and C2 (dash-dot line), respectively, including the surfaces A1' and A2' on the upstream side and the downstream side of the inner of the peripheral portion 21 after the material change is equal to the distance D2' between the surfaces of the outer peripheral portion after the material change. In other words, the surfaces on the upstream side (downstream side) of the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22 before and after the material change are in the same plane. It should be noted that the shape of the impeller 9a after changing the material is not limited to the case described above. For example, the distance between the surfaces of the outer peripheral portion 22 after changing the material can be set to be greater than the distance D2' between the surfaces of the outer peripheral portion 22 in the case of a uniform change in the distances between the surfaces of the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22, and the distance between the surfaces of the inner peripheral portion section 21 after changing the material can be set to be less than the distance D1' between the surfaces of the inner peripheral portion 21 for the case of a uniform change in distances between the surfaces of the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22, so that the distance between the surfaces in the outer peripheral portion 22 when the distance between the surfaces of the inner peripheral section 21 after the change of material continue to the outer peripheral section 22 will be greater than the distance between the surfaces of the outer peripheral section 22 le changing the material. Since the outer circumferential portion 22 of the impeller 9a is disposed farther on the radially outer side (the side of the combustion gas flow path 31) than the inner circumferential portion 21, the outer circumferential portion 22 may be heated to a higher temperature than the inner circumferential portion 21 due to for heat transfer from the gaseous combustion product 7. However, by providing a distance between the surfaces of the outer peripheral portion 22 after changing the material so that it is larger (thicker), it is possible to increase the thermal resistance of the outer peripheral portion 22 and ensure the reliability of the turbine 3.

Этап S4Stage S4

Проектируют турбину 3 с воспроизведением формы рабочего колеса 9a, определенной на этапе S3, на роторе 102 турбины. В рассматриваемом варианте осуществления ротор 102 турбины проектируют, задавая рабочее колесо 9a в форме, определенной на этапе S3, и задавая дистанцирующий диск 10a и лопатки 12a ротора в формах до изменения материла. Турбину 3 проектируют с использованием спроектированного ротора 102 турбины и задавая составные элементы неподвижной части 101 (корпус 8, концевая стенка 18 внешней периферийной стороны, неподвижные лопатки 11b, концевая стенка 15a внутренней периферийной стороны, диафрагма 14 и т.п.) в формах до изменения материала.The turbine 3 is designed to reproduce the shape of the impeller 9a determined in step S3 on the turbine rotor 102. In the present embodiment, the turbine rotor 102 is designed by defining the impeller 9a in the shape determined in step S3 and by defining the spacer disk 10a and the rotor blades 12a in the shapes before changing the material. The turbine 3 is designed using the designed turbine rotor 102 and setting the constituent elements of the fixed part 101 (body 8, outer peripheral side end wall 18, fixed blades 11b, inner peripheral side end wall 15a, diaphragm 14, etc.) in the molds before modification. material.

Этап S5Stage S5

Турбину 3, спроектированную на этапе S4, подвергают нестационарному анализу по МКЭ. В рассматриваемом варианте осуществления термин «нестационарный анализ по МКЭ» означает метод анализа с виртуальным разделением турбины на конечные элементы, и, в окружающей среде, в которой температура может изменяться в зависимости от времени и позиции, проверкой, присутствует или нет в рабочем колесе 9a часть, в которой в процессе повышения температуры во время пуска турбины генерируется большое напряжение, превышающее заданную величину или т.п.The turbine 3 designed in step S4 is subjected to a transient FEM analysis. In the present embodiment, the term "non-stationary FEM analysis" means an analysis method with virtual separation of the turbine into finite elements, and, in an environment in which the temperature may change depending on time and position, by checking whether or not part 9a is present in the impeller , in which a large voltage is generated in the process of increasing the temperature during the start-up of the turbine, exceeding a predetermined value, or the like.

Если результатом нестационарного анализа по МКЭ является «ДА», процедура переходит с этапа S5 на этап S6. В рассматриваемом варианте осуществления, результат «ДА» нестационарного анализа по МКЭ означает, что часть, в которой в процессе повышения температуры от первой температуры до второй температуры во время пуска турбины генерируется большое напряжение, превышающее заданную величину, отсутствует в рабочем колесе 9a. В противном случае, если результатом нестационарного анализа по МКЭ является «НЕТ», выполняется возврат на этап S2. В рассматриваемом варианте осуществления, результат «НЕТ» нестационарного анализа по МКЭ означает, что часть, в которой в процессе повышения температуры от первой температуры до второй температуры во время пуска турбины генерируется большое напряжение, превышающее заданную величину, присутствует в рабочем колесе 9a. Когда результатом нестационарного анализа по МКЭ является «НЕТ», на этапе S2 регулируют расстояние между поверхностями, определенное в предыдущий раз (например, расстояния между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 и внешнего периферийного участка 22 изменяют на основе результата нестационарного анализа по МКЭ), чтобы переопределить расстояние между поверхностями. Затем на этапе S3 определяют форму рабочего колеса 9a, снова проектируют турбину 3 на этапе S4, и выполняют нестационарный анализ по МКЭ на этапе S5. Далее этапы с S2 по S5 повторяют до тех пор, пока результатом нестационарного анализа по МКЭ не станет «ДА».If the result of the non-stationary FEM analysis is "YES", the procedure proceeds from step S5 to step S6. In the present embodiment, the result "YES" of the non-stationary FEM analysis means that the portion in which a large voltage greater than a predetermined value is generated during the temperature rise from the first temperature to the second temperature during turbine start-up is absent from the impeller 9a. Otherwise, if the result of the non-stationary FEM analysis is "NO", return to step S2. In the present embodiment, the result "NO" of the non-stationary FEM analysis means that the portion in which a large voltage greater than a predetermined value is generated during the process of temperature rise from the first temperature to the second temperature during turbine start-up is present in the impeller 9a. When the result of the transient FEM analysis is "NO", in step S2, adjust the distance between the surfaces determined at the previous time (for example, the distances between the surfaces of the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22 are changed based on the result of the transient FEM analysis) to redefine distance between surfaces. Next, the shape of the impeller 9a is determined in step S3, the turbine 3 is designed again in step S4, and the transient FEM analysis is performed in step S5. Next, steps S2 to S5 are repeated until the result of the non-stationary FEM analysis is "YES".

Этап 6Stage 6

Изготавливают турбину на основе проектирования на этапе S4. В рассматриваемом варианте осуществления рабочее колесо 9a изготавливают из материала после изменения материала в форме, определенной на этапе S3, при этом составные элементы дистанцирующего диска 10a, лопатки 12a ротора и неподвижной части 101 изготавливают из материала до изменения материала, тем самым изготавливая турбину 3. В случае изготовления (модернизации) турбины на основе существующей турбины, например, рабочее колесо 9a изготавливают из материала после изменения материала в форме, определенной на этапе S3, при этом составные элементы дистанцирующего диска 10a, лопатки 12a ротора и неподвижной части 101 обеспечивают путем использования таких частей от существующей турбины, тем самым изготавливая турбину 3.A turbine is manufactured based on the design in step S4. In the present embodiment, the impeller 9a is made from the material after changing the material in the shape determined in step S3, while the constituent elements of the spacer disc 10a, the rotor blade 12a and the fixed part 101 are made from the material before the material change, thereby manufacturing the turbine 3. in the case of manufacturing (upgrading) a turbine based on an existing turbine, for example, the impeller 9a is made from a material after changing the material in the shape determined in step S3, while the constituent elements of the spacer disk 10a, the rotor blade 12a and the fixed part 101 are provided by using such parts from the existing turbine, thereby making the turbine 3.

Полезные эффектыBeneficial effects

(1) В рассматриваемом варианте осуществления турбину 3 проектируют путем определения соотношения времен повышения температуры, и определения расстояний между поверхностями после изменения материала на основе определенного соотношения времен повышения температуры. За счет определения расстояний между поверхностями на основе соотношения времен повышения температуры возможно легко определить форму рабочего колеса 9a таким образом, что время повышения температуры рабочего колеса 9a до и после изменения материала, или легкость нагрева рабочего колеса 9a, будет требуемой величины, определяемой соотношением времен повышения температуры. Тем самым, рабочее колесо 9a после изменения материала с самого начала может быть выполнено с термодинамически очень подходящей конструкцией, так что результат нестационарного анализа по МКЭ может быть «ДА». В результате количество повторений нестационарного анализа по МКЭ при проектировании турбины 3 в соответствии с изменением материала может быть уменьшено, и, соответственно, может быть уменьшено время, требуемое для проектирования и изготовления турбины 3. В частности, в рассматриваемом варианте осуществления, так как соотношение времен повышения температуры задано величиной 1,0, легкость нагрева рабочего колеса 9a может быть одинаковой до и после изменения материала, и время, требуемое для проектирования и изготовления турбины 3, может быть дополнительно уменьшено.(1) In the present embodiment, the turbine 3 is designed by determining the ratio of temperature rise times, and determining the distances between surfaces after material change based on the determined ratio of temperature rise times. By determining the distances between the surfaces based on the temperature rise time ratio, it is possible to easily determine the shape of the impeller 9a such that the temperature rise time of the impeller 9a before and after the material change, or the ease of heating of the impeller 9a, will be the required value determined by the rise time ratio temperature. Thus, the impeller 9a after material change can be made with a thermodynamically very suitable design from the very beginning, so that the result of the non-stationary FEM analysis can be "YES". As a result, the number of repetitions of the non-stationary FEM analysis in designing the turbine 3 according to the change in material can be reduced, and accordingly, the time required for designing and manufacturing the turbine 3 can be reduced. In particular, in the present embodiment, since the time ratio temperature rise is set to 1.0, the ease of heating of the impeller 9a can be the same before and after changing the material, and the time required to design and manufacture the turbine 3 can be further reduced.

(2) В рассматриваемом варианте осуществления форму рабочего колеса 9a после изменения материла определяют путем изменения расстояний между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 и внешнего периферийного участка 22 рабочего колеса 9a. Так как зазоры 28 и 29 образованы между внутренним периферийным участком 21 и внешним периферийным участком 22 рабочего колеса 9a с одной стороны и дистанцирующим диском 10a с другой стороны, нет необходимости изменять форму дистанцирующего диска 10a в соответствии с изменением расстояний между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 и внешнего периферийного участка 22. Тем самым, можно уменьшить трудовые затраты, необходимые для проектирования и изготовления турбины 3 в соответствии с изменением материала. Дополнительно, можно использовать форму дистанцирующего диска 10a до изменения материала, и, соответственно, возможно подавить увеличение времени, требуемого для проектирования и изготовления турбины 3 в соответствии с изменением материала.(2) In the present embodiment, the shape of the impeller 9a after changing the material is determined by changing the distances between the surfaces of the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22 of the impeller 9a. Since the gaps 28 and 29 are formed between the inner peripheral portion 21 and the outer peripheral portion 22 of the impeller 9a on the one hand and the spacer disc 10a on the other hand, it is not necessary to change the shape of the spacer disc 10a in accordance with the change in distances between the surfaces of the inner peripheral portion 21 and of the outer peripheral portion 22. Thus, it is possible to reduce the labor required for designing and manufacturing the turbine 3 in accordance with the material change. Additionally, it is possible to use the shape of the spacer disc 10a before the material change, and accordingly, it is possible to suppress an increase in the time required for designing and manufacturing the turbine 3 in accordance with the material change.

Пример 1Example 1

На фиг. 5 представлена таблица, иллюстрирующая примеры соотношений параметров до и после изменения материала рабочего колеса. В рассматриваемом варианте осуществления в качестве примера иллюстрируется случай, когда материал рабочего колеса 9a изменяют с высокохромистой стали на сплав на основе никеля.In FIG. 5 is a table illustrating examples of parameter ratios before and after changing the impeller material. In the present embodiment, the case where the material of the impeller 9a is changed from high chromium steel to nickel-base alloy is illustrated as an example.

Как показано на фиг. 5, в рассматриваемом варианте осуществления соотношение cr удельных теплоемкостей, которое представляет собой отношение удельной теплоемкости после изменения материала к удельной теплоемкости до изменения материала рабочего колеса 9a, составляет 0,8. Соотношение kr тепловых проводимостей, которое представляет собой отношение тепловой проводимости после изменения материала к тепловой проводимости до изменения материала рабочего колеса 9a, составляет 0,6. Соотношение tr времен повышения температуры составляет 1,0. Дополнительно, аналогично первому варианту осуществления, для удобства площадь поверхности сечения рабочего колеса 9a полагают неизменной до и после изменения материала (соотношение Sr площадей поверхностей сечения, которое представляет собой отношение площади поверхности сечения после изменения материала к площади поверхности сечения до изменения материала, составляет 1,0), и соотношение mr масс и соотношение Lr расстояний между поверхностями рабочего диска 9a полагают равными.As shown in FIG. 5, in the present embodiment, the specific heat ratio cr, which is the ratio of the specific heat capacity after changing the material to the specific heat capacity before changing the material of the impeller 9a, is 0.8. The ratio kr of thermal conductivities, which is the ratio of thermal conductivity after material change to thermal conductivity before material change of the impeller 9a, is 0.6. The ratio tr of the temperature rise times is 1.0. Further, similarly to the first embodiment, for convenience, the cross-sectional area of the impeller 9a is assumed to be unchanged before and after the material change (the ratio Sr of the cross-sectional areas, which is the ratio of the cross-sectional area after the material change to the cross-sectional area before the material change, is 1, 0), and the ratio mr of the masses and the ratio Lr of the distances between the surfaces of the working disc 9a are considered equal.

При вышеописанных условиях, соотношение Lr расстояний между поверхностями составляет 0,87 из Формулы (7). Следовательно, в рассматриваемом варианте осуществления форму рабочего колеса после изменения материала определяют таким образом, что соотношение Lr расстояний между поверхностями составляет 0,87, и проектируют и изготавливают турбину, в результате чего могут быть полученные приведенные выше полезные эффекты.Under the above conditions, the ratio Lr of the distances between the surfaces is 0.87 from Formula (7). Therefore, in the present embodiment, the shape of the impeller after changing the material is determined such that the distance ratio Lr between the surfaces is 0.87, and the turbine is designed and manufactured, whereby the above beneficial effects can be obtained.

Второй вариант осуществленияSecond Embodiment

Рассматриваемый вариант осуществления отличается от первого варианта осуществления тем, что соотношение времен повышения температуры определяют на основе зазора между ротором турбины и корпусом. Другие моменты аналогичны первому варианту осуществления.The present embodiment differs from the first embodiment in that the temperature rise time ratio is determined based on the gap between the turbine rotor and the housing. Other points are similar to the first embodiment.

В общем, между ротором турбины в качестве вращающейся части и корпусом в качестве неподвижной части обеспечен зазор таким образом, чтобы вращение ротора турбины было беспрепятственным. Для обеспечения расхода газообразного продукта горения, который способствует вращению ротора турбины, желательно уменьшить зазор. С другой стороны, во время пуска турбины ротор турбины нагревается имеющим высокую температуру газообразным продуктом горения и расширяется в радиальном направлении из-за теплового расширения. Когда это тепловое расширение становится больше, чем вышеуказанный зазор, ротор турбины и корпус могут вступить в контакт друг с другом. Исходя из вышеизложенного, при проектировании и изготовлении турбины в соответствии с изменением материала ротора турбины желательно учитывать зазор между ротором турбины и корпусом.In general, a gap is provided between the turbine rotor as the rotating part and the casing as the fixed part so that the rotation of the turbine rotor is unhindered. To ensure the flow of combustion gas, which contributes to the rotation of the turbine rotor, it is desirable to reduce the gap. On the other hand, during start-up of the turbine, the turbine rotor is heated by the high-temperature combustion gas and expands in the radial direction due to thermal expansion. When this thermal expansion becomes larger than the above clearance, the turbine rotor and housing may come into contact with each other. Based on the foregoing, when designing and manufacturing a turbine in accordance with a change in the material of the turbine rotor, it is desirable to take into account the gap between the turbine rotor and the casing.

На фиг. 6 представлена блок-схема алгоритма, иллюстрирующая процедуру проектирования и изготовления турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления.In FIG. 6 is a flowchart illustrating the design and manufacture of a turbine in accordance with the present embodiment.

Этап S200Step S200

Определяют соотношение зазоров, которое представляет собой требуемое отношение зазора после изменения материала к зазору до изменения материала рабочего колеса 9a во время пуска турбины 3. В рассматриваемом варианте осуществления термин «зазор» означает расстояние в радиальном направлении между обращенными друг к другу ротором 102 турбины (рабочим колесом 9a) и внутренней периферийной стенкой корпуса 8.The gap ratio is determined, which is the required gap ratio after the material change to the gap before the material change of the impeller 9a during start-up of the turbine 3. wheel 9a) and the inner peripheral wall of the housing 8.

В рассматриваемом варианте осуществления зазор D определяется с помощью Формулы (8):In this embodiment, the gap D is determined using Formula (8):

D=α×t Формула (8),D=α×t Formula (8),

где α - коэффициент линейного расширения рабочего колеса 9a.where α is the coefficient of linear expansion of the impeller 9a.

Хотя в рассматриваемом варианте осуществления соотношение зазоров составляет 1,0, соотношение зазоров может находиться в диапазоне от 0,9 до 1,1.Although the gap ratio is 1.0 in this embodiment, the gap ratio may be in the range of 0.9 to 1.1.

Этап S201Step S201

Определяют соотношение времен повышения температуры на основе соотношения зазоров, определенного на этапе S200. Процедура определения соотношения времен повышения температуры на основе соотношения зазоров описывается ниже.The temperature rise time ratio is determined based on the gap ratio determined in step S200. The procedure for determining the temperature rise time ratio based on the gap ratio is described below.

Из Формулы (8) зазоры D1 и D2 до и после изменения материала могут быть выражены с помощью Формул (9) и (10):From Formula (8), clearances D 1 and D 2 before and after material change can be expressed using Formulas (9) and (10):

D1=α1×t1 Формула (9);D 1 =α 1 ×t 1 Formula (9);

D2=α2×t2 Формула (10).D 2 =α 2 ×t 2 Formula (10).

Так как соотношение зазоров составляет 1,0 (D2/D1=1,0) в рассматриваемом варианте осуществления, из Формул (9) и (10) получают Формулу (11):Since the gap ratio is 1.0 (D 2 /D 1 =1.0) in this embodiment, from Formulas (9) and (10), Formula (11) is obtained:

α1×t1=α2×t2.α 1 × t 1 \u003d α 2 × t 2 .

Из Формулы (11) может быть определено соотношение (t2/t1) времен повышения температуры.From Formula (11), the ratio (t 2 /t 1 ) of the temperature rise times can be determined.

Этапы S202 и S206Steps S202 and S206

Этапы S202 и S206 аналогичны этапам S2 и S6 в первом варианте осуществления. В частности, на этапе S202 определяют расстояние между поверхностями после изменения материала с использованием соотношения времен повышения температуры, определенного на этапе S201. На этапе S203 определяют форму рабочего колеса 9a после изменения материала на основе расстояния между поверхностями, определенного на этапе S202. На этапе S204 проектируют турбину 3 с воспроизведением формы рабочего колеса 9a, определенной на этапе S203, на роторе турбины. На этапе S205 турбину 3, спроектированную на этапе S204, подвергают нестационарному анализу по МКЭ. Если результатом нестационарного анализа по МКЭ является «ДА», процедура переходит с этапа S205 на этап S206. В противном случае, если результатом анализа по МКЭ является «НЕТ», выполняют возврат на этап S202. На этапе S206 изготавливают турбину 3 на основе проектирования на этапе S204.Steps S202 and S206 are the same as steps S2 and S6 in the first embodiment. Specifically, in step S202, the distance between the surfaces after the material change is determined using the temperature rise time ratio determined in step S201. In step S203, the shape of the impeller 9a after changing the material is determined based on the distance between the surfaces determined in step S202. In step S204, the turbine 3 is designed to reproduce the shape of the impeller 9a determined in step S203 on the turbine rotor. In step S205, the turbine 3 designed in step S204 is subjected to a non-stationary FEM analysis. If the result of the non-stationary FEM analysis is YES, the procedure proceeds from step S205 to step S206. Otherwise, if the result of the FEM analysis is "NO", return to step S202. In step S206, the turbine 3 is manufactured based on the design in step S204.

Полезные эффектыUseful effects

В рассматриваемом варианте осуществления турбину 3 проектируют путем определения соотношения зазоров, и определения соотношения времен повышения температуры на основе определенного соотношения зазоров. В рассматриваемом варианте осуществления, также, расстояние между поверхностями после изменения материала определяют на основе соотношения времен повышения температуры, и, тем самым, форма рабочего колеса 9a может быть легко определена таким образом, что время повышения температуры рабочего колеса 9a до и после изменения материала, или легкость нагрева рабочего колеса 9a, становится требуемой величины, определяемой соотношением времен повышения температуры, и получают полезные эффекты, аналогичные первому варианту осуществления. Дополнительно, в рассматриваемом варианте осуществления, так как соотношение времен повышения температуры определяют на основе соотношения зазоров, форма рабочего колеса 9a может быть легко определена таким образом, что зазор до и после изменения материала становится требуемой величины, определяемой соотношением зазоров. Тем самым в турбине 3 после изменения материала может быть исключен контакт между ротором 102 турбины и корпусом 8, и может быть обеспечена надежность турбины 3. В частности, в рассматриваемом варианте осуществления, так как соотношение зазоров составляет 1,0, зазор может быть выполнен одинаковым до и после изменения материала, и может быть дополнительно обеспечена надежность турбины 3.In the present embodiment, the turbine 3 is designed by determining the gap ratio, and determining the temperature rise time ratio based on the determined gap ratio. In the present embodiment, also, the distance between the surfaces after the material change is determined based on the ratio of the temperature rise times, and thus the shape of the impeller 9a can be easily determined such that the temperature rise time of the impeller 9a before and after the material change, or the ease of heating of the impeller 9a becomes the desired value determined by the ratio of the temperature rise times, and the same beneficial effects as in the first embodiment are obtained. Further, in the present embodiment, since the temperature rise time ratio is determined based on the gap ratio, the shape of the impeller 9a can be easily determined such that the gap before and after the material change becomes the desired value determined by the gap ratio. Thus, in the turbine 3, after changing the material, the contact between the turbine rotor 102 and the casing 8 can be eliminated, and the reliability of the turbine 3 can be ensured. In particular, in the present embodiment, since the gap ratio is 1.0, the gap can be made the same before and after changing the material, and the reliability of the turbine 3 can be further ensured.

Пример 2Example 2

На фиг. 7 представлена таблица, иллюстрирующая соотношения параметров до и после изменения материала рабочего колеса. В рассматриваемом примере иллюстрируется случай, когда материал рабочего колеса 9a изменяют с высокохромистой стали на сплав на основе никеля.In FIG. 7 is a table illustrating the ratio of parameters before and after changing the material of the impeller. This example illustrates the case where the material of the impeller 9a is changed from high chromium steel to nickel base alloy.

Как показано на фиг. 7, в рассматриваемом примере соотношение αr коэффициентов линейного расширения, которое представляет собой отношение коэффициента линейного расширения после изменения материала к коэффициенту линейного расширения до изменения материала, составляет 1,2, и соотношение Dr зазоров составляет 1,0. Тем самым, из Формулы (8), соотношение tr времен повышения температуры составляет 0,8.As shown in FIG. 7, in the present example, the expansion ratio αr, which is the ratio of the expansion coefficient after material change to the linear expansion coefficient before material change, is 1.2, and the gap ratio Dr is 1.0. Thus, from Formula (8), the temperature rise time ratio tr is 0.8.

В рассматриваемом примере соотношение cr удельных теплоемкостей составляет 0,8, и соотношение kr тепловых проводимостей, составляет 0,6. Дополнительно, в рассматриваемом примере для удобства площадь поверхности сечения рабочего колеса 9a полагают неизменной до и после изменения материала, и соотношение mr масс и соотношение Lr расстояний между поверхностями рабочего диска 9a полагают равными.In this example, the specific heat ratio cr is 0.8 and the thermal conductivities ratio kr is 0.6. Further, in the present example, for convenience, the cross-sectional area of the impeller 9a is assumed to be unchanged before and after the material change, and the mass ratio mr and the distance ratio Lr between the surfaces of the impeller 9a are assumed to be equal.

При вышеописанных условиях, из Формулы (7), соотношение Lr расстояний между поверхностями составляет 0,79. Следовательно, в рассматриваемом примере форму рабочего колеса после изменения материала определяют таким образом, что соотношение Lr расстояний между поверхностями составляет 0,79, и проектируют и изготавливают турбину, в результате чего могут быть полученные приведенные выше полезные эффекты.Under the above conditions, from Formula (7), the ratio Lr of the distances between the surfaces is 0.79. Therefore, in the present example, the shape of the impeller after changing the material is determined so that the ratio Lr of the distances between the surfaces is 0.79, and the turbine is designed and manufactured, whereby the above beneficial effects can be obtained.

ПрочееOther

Настоящее изобретение не ограничивается описанными выше вариантами осуществления и включает в себя различные модификации. Например, приведенные выше варианты осуществления были описаны подробно для легко понимаемого пояснения настоящего изобретения, но изобретение не ограничивается вариантами, включающими все описанные конфигурации. Например, часть конфигурации одного варианта осуществления может быть заменена конфигурацией другого варианта осуществления, или часть конфигурации каждого варианта осуществления может быть исключена.The present invention is not limited to the embodiments described above, and includes various modifications. For example, the above embodiments have been described in detail for an easily understood explanation of the present invention, but the invention is not limited to variants including all of the described configurations. For example, a configuration part of one embodiment may be replaced with a configuration of another embodiment, or a configuration part of each embodiment may be omitted.

В приведенных выше вариантах осуществления был представлен в качестве примера случай, в котором расстояние D1 между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 до изменения материала установлено на D1’ (<D1), а расстояние D2 между поверхностями внешнего периферийного участка 22 установлено на D2’ (<D2). Однако основной эффект настоящего изобретения заключается в уменьшении времени, требуемого для проектирования и изготовления турбины в соответствии с изменением материала, и настоящее изобретение не ограничивается приведенной выше конфигурацией, при условии получения основного эффекта. Например, расстояние D1 между поверхностями внутреннего периферийного участка 21 до изменения материала может быть установлено на D1’ (>D1), а расстояние D2 между поверхностями внешнего периферийного участка 22 может быть установлено на D2’ (>D2).In the above embodiments, the case has been exemplified in which the distance D1 between the surfaces of the inner peripheral portion 21 before the material change is set to D1' (<D1), and the distance D2 between the surfaces of the outer peripheral portion 22 is set to D2' (<D2 ). However, the main effect of the present invention is to reduce the time required for the design and manufacture of the turbine according to the change in material, and the present invention is not limited to the above configuration as long as the main effect is obtained. For example, the distance D1 between the surfaces of the inner peripheral portion 21 before the material change may be set to D1' (>D1), and the distance D2 between the surfaces of the outer peripheral portion 22 may be set to D2' (>D2).

Перечень ссылочных позицийList of reference positions

3 - турбина3 - turbine

9a, 9b - рабочее колесо9a, 9b - impeller

21 - внутренний периферийный участок21 - inner peripheral section

22 - внешний периферийный участок22 - outer peripheral section

23 - участок для стяжного соединения23 - area for screed connection

Claims (20)

1. Способ изготовления турбины с учетом изменения материала рабочего колеса ротора турбины, при котором, учитывая, что время, требуемое для того, чтобы температура рабочего колеса достигла от первой температуры до второй температуры во время пуска турбины, представляет собой время повышения температуры, и учитывая, что расстояние между поверхностями на верхней по потоку стороне и нижней по потоку стороне рабочего колеса представляет собой расстояние между поверхностями:1. A method for manufacturing a turbine considering the change in the material of the impeller of the turbine rotor, in which, considering that the time required for the temperature of the impeller to reach from the first temperature to the second temperature at the time of starting the turbine, is the temperature rise time, and considering that the distance between the surfaces on the upstream side and the downstream side of the impeller is the distance between the surfaces: определяют соотношение времен повышения температуры, которое представляет собой требуемое отношение времени повышения температуры после изменения материала к времени повышения температуры до изменения материала;determining a temperature rise time ratio which is a desired ratio of temperature rise time after material change to temperature rise time before material change; определяют расстояние между поверхностями после изменения материала на основе определенного соотношения времен повышения температуры;determining the distance between the surfaces after the material change based on the determined temperature rise time ratio; определяют форму рабочего колеса после изменения материала на основе определенного расстояния между поверхностями; иdetermining the shape of the impeller after changing the material based on the determined distance between the surfaces; and изготавливают турбину с воспроизведением определенной формы рабочего колеса на роторе турбины.a turbine is made with the reproduction of a certain shape of the impeller on the turbine rotor. 2. Способ изготовления турбины по п. 1, при котором время повышения температуры определяют с помощью следующей формулы:2. A method for manufacturing a turbine according to claim 1, wherein the temperature rise time is determined using the following formula: t=c×m×L/(k×S),t=c×m×L/(k×S), где c - удельная теплоемкость рабочего колеса, m - масса рабочего колеса, L - расстояние между поверхностями, k - тепловая проводимость рабочего колеса и S - площадь кольцевой поверхности сечения с центральной осью рабочего колеса в качестве центра.where c is the specific heat of the impeller, m is the mass of the impeller, L is the distance between the surfaces, k is the thermal conductivity of the impeller, and S is the area of the annular cross-sectional surface with the central axis of the impeller as the center. 3. Способ изготовления турбины по п. 1, при котором3. A method for manufacturing a turbine according to claim 1, in which рабочее колесо имеет внутренний периферийный участок, который представляет собой часть на радиально внутренней стороне ротора турбины, внешний периферийный участок, который представляет собой часть на радиально внешней стороне ротора турбины, и участок для стяжного соединения, расположенный между внутренним периферийным участком и внешним периферийным участком, иthe impeller has an inner circumferential portion which is a portion on the radially inner side of the turbine rotor, an outer circumferential portion which is a portion on the radially outer side of the turbine rotor, and a shrink connection portion located between the inner circumferential portion and the outer peripheral portion, and форму рабочего колеса после изменения материала определяют путем изменения расстояний между поверхностями внутреннего периферийного участка и внешнего периферийного участка.the shape of the impeller after changing the material is determined by changing the distances between the surfaces of the inner peripheral portion and the outer peripheral portion. 4. Способ изготовления турбины по п. 1, при котором расстояния между поверхностями внутреннего периферийного участка и внешнего периферийного участка изменяют таким образом, что расстояние между поверхностями внешнего периферийного участка после изменения материала больше, чем расстояние между поверхностями, когда поверхности на верхней по потоку стороне и нижней по потоку стороне внутреннего периферийного участка после изменения материала продолжают до внешнего периферийного участка.4. The method of manufacturing a turbine according to claim 1, wherein the distances between the surfaces of the inner peripheral portion and the outer peripheral portion are changed so that the distance between the surfaces of the outer peripheral portion after the change in material is greater than the distance between the surfaces when the surfaces on the upstream side and the downstream side of the inner peripheral section, after changing the material, continue to the outer peripheral section. 5. Способ изготовления турбины по п. 1, при котором соотношение времен повышения температуры составляет 1,0.5. The method of manufacturing a turbine according to claim 1, wherein the temperature rise time ratio is 1.0. 6. Способ изготовления турбины по п. 1, при котором,6. A method for manufacturing a turbine according to claim 1, in which, учитывая, что расстояние в радиальном направлении между обращенными друг к другу ротором турбины и внутренней периферийной стенкой корпуса, в котором размещен ротор турбины, представляет собой зазор рабочего колеса,considering that the distance in the radial direction between the turbine rotor facing each other and the inner peripheral wall of the housing in which the turbine rotor is located is the impeller clearance, соотношение времен повышения температуры определяют на основе соотношения зазоров, которое представляет собой требуемое отношение зазора после изменения материала к зазору рабочего колеса до изменения материала, когда температура рабочего колеса достигает второй температуры.the temperature rise time ratio is determined based on the gap ratio, which is the required gap ratio after the material change to the impeller gap before the material change when the impeller temperature reaches the second temperature. 7. Способ изготовления турбины по п. 6, при котором зазор определяют с помощью следующей формулы:7. A method for manufacturing a turbine according to claim 6, in which the gap is determined using the following formula: D=α×t,D=α×t, где α - коэффициент линейного расширения, а t - время повышения температуры рабочего колеса.where α is the coefficient of linear expansion, and t is the time of impeller temperature rise. 8. Способ изготовления турбины по п. 6, при котором соотношение зазоров составляет 1,0.8. A method for manufacturing a turbine according to claim 6, in which the gap ratio is 1.0.
RU2021128134A 2020-09-30 2021-09-27 Turbine design and manufacturing method RU2780311C1 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2020-165242 2020-09-30

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2780311C1 true RU2780311C1 (en) 2022-09-21

Family

ID=

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10149384A (en) * 1996-11-15 1998-06-02 Toshiba Corp Method for designing blade shape of turbo machine
RU2559718C2 (en) * 2010-06-22 2015-08-10 Нуово Пиньоне С.п.А. System and method of adjustment/calibration of families of turbomachine stages
CN105205291A (en) * 2015-11-02 2015-12-30 无锡威孚英特迈增压技术有限公司 Design method for hollow turbine
WO2017168777A1 (en) * 2016-03-31 2017-10-05 三菱重工業株式会社 Turbine blade designing method, turbine blade manufacturing method, and turbine blade
RU2704589C2 (en) * 2015-04-14 2019-10-29 Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. Method of manufacturing gas turbine engine
RU2709400C2 (en) * 2015-01-09 2019-12-17 Карпиз Сас Powered turboprop engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10149384A (en) * 1996-11-15 1998-06-02 Toshiba Corp Method for designing blade shape of turbo machine
RU2559718C2 (en) * 2010-06-22 2015-08-10 Нуово Пиньоне С.п.А. System and method of adjustment/calibration of families of turbomachine stages
RU2709400C2 (en) * 2015-01-09 2019-12-17 Карпиз Сас Powered turboprop engine
RU2704589C2 (en) * 2015-04-14 2019-10-29 Мицубиси Хитачи Пауэр Системз, Лтд. Method of manufacturing gas turbine engine
CN105205291A (en) * 2015-11-02 2015-12-30 无锡威孚英特迈增压技术有限公司 Design method for hollow turbine
WO2017168777A1 (en) * 2016-03-31 2017-10-05 三菱重工業株式会社 Turbine blade designing method, turbine blade manufacturing method, and turbine blade

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20100104433A1 (en) Ceramic shroud assembly
RU2622458C2 (en) Turbine assembly, turbine and method of turbine components support
RU2676497C2 (en) Rotary device for turbomachine, turbine for turbomachine and turbomachine
WO2015056498A1 (en) Gas turbine
JP2015121224A (en) Seal system for gas turbine
US20050089398A1 (en) Leakage control in a gas turbine engine
JP5101328B2 (en) Axial flow compressor, gas turbine using the same, and extraction air cooling and heat recovery method
EP2636850A1 (en) Stator of a gas turbine
JP2017519156A (en) Radial flow turbomachine
US20080112800A1 (en) Finned Seals for Turbomachinery
RU2780311C1 (en) Turbine design and manufacturing method
JP6259244B2 (en) Heat control apparatus and method for gas turbine
US8371807B2 (en) Protection device for a turbine stator
JP7341969B2 (en) Turbine design and manufacturing method
KR101253789B1 (en) Protection device for a turbine stator
EP2514928B1 (en) Compressor inlet casing with integral bearing housing
US11098603B2 (en) Inner ring for a turbomachine, vane ring with an inner ring, turbomachine and method of making an inner ring
CN113423922A (en) Turbine with shroud surrounding rotor blades and method of limiting working fluid leakage in a turbine
KR102499042B1 (en) A gas turbine engine having a case provided with cooling fins
RU2247872C1 (en) Stator of gas-turbine axial-flow compressor
US20120321441A1 (en) Ventilated compressor rotor for a turbine engine and a turbine engine incorporating same
JP2012107592A (en) Gas turbine, divided segment, and method for forming divided segment
CN107532478B (en) Method for designing a fluid flow engine and fluid flow engine
KR101864486B1 (en) Turbine with a cooling passage