SU1605001A1 - Ступень осевой турбомашины - Google Patents

Ступень осевой турбомашины Download PDF

Info

Publication number
SU1605001A1
SU1605001A1 SU884628804A SU4628804A SU1605001A1 SU 1605001 A1 SU1605001 A1 SU 1605001A1 SU 884628804 A SU884628804 A SU 884628804A SU 4628804 A SU4628804 A SU 4628804A SU 1605001 A1 SU1605001 A1 SU 1605001A1
Authority
SU
USSR - Soviet Union
Prior art keywords
guide vanes
root
turbomachine
rotor blades
axial
Prior art date
Application number
SU884628804A
Other languages
English (en)
Inventor
Алексей Михайлович Топунов
Алексей Викторович Косарев
Юрий Игоревич Лебедев
Original Assignee
Ленинградский Кораблестроительный Институт
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 Ленинградский Кораблестроительный Институт filed Critical Ленинградский Кораблестроительный Институт
Priority to SU884628804A priority Critical patent/SU1605001A1/ru
Application granted granted Critical
Publication of SU1605001A1 publication Critical patent/SU1605001A1/ru

Links

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относитс  к области турбостроени . Цель изобретени  - повышение КПД турбомашины. Ступень содержит установленные с осевым зазором δа направл ющие лопатки 1 и рабочие лопатки 3. В поршневом сечении Б-Б направл ющих лопаток выходна  кромка 3 последних наклонена под углом δк к радиальному направлению R. Величина определ етс  в зависимости от δа, геометрического угла α выхода направл ющих лопаток в корневом сечении, а также радиусов Rн и Rр корневых сечений соответственно направл ющих на их выходе и рабочих лопаток на их входе, что преп тствует образованию отрыва потока в корневых сечени х рабочих лопаток путем отклонени  потока к оси турбомашины. 3 ил.

Description

(Риг. ;
Изобретение относитс  к турбостроению и может быть использовано в осевых ступен х турбомашин.
Цель изобретени  - увеличение КПД турбомашины путем снижени  концевых потерь энергии.
На фиг. I показана ступень, продольный разрез; на фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - разрез Б-Б на фиг. 1.
Ступень осевой турбомашины содержит направл ющие лопатки 1, выходна  кромка 2 каждой из которых в корневом сечении Б-Б наклонена к радиальному направлению Z в плоскости вращени  на угол бць и рабочие лопатки 3, установленные с осевым зазором относительно направл ющих лопаток 1. Угол наклона бц выходной кромки 2 каждой направл ющей лопатки I в корневом сечении Б-Б определ етс  по уравнению
6,arctg{ - r,-4
(,к),
где ociK - геометрический угол выхода каждой направл ющей лопатки 1 в корневом сечении Б-Б; §, - осевой зазор между направл ющими 1 и рабочими 3 лопатками; РН и Гр- радиусы корневых сечений соответственно направл ющих лопаток 1 на их выходе и рабочих лопаток 3 на их входе.
Ступень осевой турбомашины работает следующим образом.
Поток рабочей среды проходит направл ющие лопатки 1, осевой зазор 6i, рабочие
А А
лопатки 3, соверша  работу, и выходит из ciiyneHH. При этом часть потока, движуща с  в области корневого сечени , за счет наклона выходных кромок 2 направл ющих ло- паток 1, отклон етс  (по стрелке В) к оси турбомащины, что предотвращает отрыв потока в корневых сечени х рабочих лопаток 3 и способствует повыщению КПД турбомащины.
10

Claims (1)

  1. Формула изобретени 
    Ступень осевой турбомашины, содержаща  направл ющие лопатки, выходна  кромка каждой из которых в корневом сечеНИИ наклонена к радиальному направлению в плоскости вращени , и рабочие лопатки , установленные с осевым зазором относительно направл ющих, отличающа с  тем, что, с целью увеличени  КПД турбомашины путем снижени  концевых потерь энергии, угол наклона выходной кромки каждой направл ющей лопатки в корневом сечении определ етс  по уравнению
    25
    5K arctg{ (,K)},
    где OiK
    геометрический угол выхода каждой направл ющей лопатки в корневом сечении-;
    бг - осевой зазор между направл ющими и рабочими лопатками; г„ и Гр- радиусы корневых сечений соответственно направл ющих лопаток на их выходе и рабочих лопаток на их входе.
    9иг. 2
    В-б
    Риг. 3
SU884628804A 1988-12-29 1988-12-29 Ступень осевой турбомашины SU1605001A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU884628804A SU1605001A1 (ru) 1988-12-29 1988-12-29 Ступень осевой турбомашины

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU884628804A SU1605001A1 (ru) 1988-12-29 1988-12-29 Ступень осевой турбомашины

Publications (1)

Publication Number Publication Date
SU1605001A1 true SU1605001A1 (ru) 1990-11-07

Family

ID=21418955

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU884628804A SU1605001A1 (ru) 1988-12-29 1988-12-29 Ступень осевой турбомашины

Country Status (1)

Country Link
SU (1) SU1605001A1 (ru)

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Локай В. И., Максутова М. К., Струн- кин В. А. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. - М.: Машинострое ние, 1979, с. ПО. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5088892A (en) Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
US2918254A (en) Turborunner
RU2228461C2 (ru) Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб
US4325672A (en) Regenerative turbo machine
US5397215A (en) Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
US5342170A (en) Axial-flow turbine
US8262340B2 (en) Turbomachine exerting dynamic influence on the flow
US5238364A (en) Shroud ring for an axial flow turbine
KR100566759B1 (ko) 터빈 노즐 베인
US5102298A (en) Axial flow turbine
US4615659A (en) Offset centrifugal compressor
GB1487324A (en) Gas turbine engines
CN114837994B (zh) 具有减少横流翼型件的涡轮发动机
GB2155558A (en) Turbomachinery rotor blades
US11377960B2 (en) Shroud having elevations, for a turbomachine compressor
RU2050439C1 (ru) Осевая турбина
SU1605001A1 (ru) Ступень осевой турбомашины
US4390319A (en) Turbine exhaust hood
US5641268A (en) Aerofoil members for gas turbine engines
US4696621A (en) Aerofoil section members for gas turbine engines
US4172361A (en) Gas turbine stator structure
GB2036870A (en) Regenerative Turbo Machine
SU1260535A1 (ru) Лопатка диффузорного лопаточного аппарата центробежной турбомашины
SU1318700A2 (ru) Ступень осевой турбины
SU524012A1 (ru) Лопаточный диффузор турбомашины