SU767367A1 - Перепускной канал турбины с много русными лопатками - Google Patents
Перепускной канал турбины с много русными лопатками Download PDFInfo
- Publication number
- SU767367A1 SU767367A1 SU782665372A SU2665372A SU767367A1 SU 767367 A1 SU767367 A1 SU 767367A1 SU 782665372 A SU782665372 A SU 782665372A SU 2665372 A SU2665372 A SU 2665372A SU 767367 A1 SU767367 A1 SU 767367A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- sections
- ratio
- turbine
- inlet
- rotary
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
Изобретение относится к области турбостроения, в частности к осевым Ступеням турбомашин и может быть использовано в турбинах, предназначенных для привода агрегатов вспомо- 5 гательного назначения.
Известен кольцеобразный перепускной канал, соединяющий нижние и верхние ярусы многоярусных рабочих лопаток однодисковой турбины £1] . , Ю
Недостатками данного канала являются большие потери энергии рабочего тела, вызванные несовершенством его конструкции и высокими скоростями газа при перепусках. 15
Наиболее близким решением из известных является перепускной канал турбины с многоярусными лопатками, содержащий наружный обвод, образующий с размещенной в нем конической встав-20 кой и боковыми винтовыми стенками проточную часть, имеющую последовательно расположенный входной, поворотный и выходной диффузорный участки [2}. ' 25
Недостатком указанного перепускного канала являются потери энергии в этих каналах и, следовательно, недостаточно высокий коэффициент полезного действия турбин. 30
Целью настоящего изобретения-является повышение экономичности турбины. >
Указанная цель достигается тем, что отношение длины средней образующей наружного обвода к высоте входного участка на его входе равно 9,5—
12,5, отношение площадей входных сечений поворотного и входного участков 0,94—1,05, отношение площадей выходного й входного сечения поворотного участка 0,86—0,94 и отношение выходных площадей сечений диффузорного и поворотного участков 1,03—1,19.
На фиг. 1 изображено меридиональное сечение турбины с перепускным каналом при переводе потока с нижнего яруса ступени на верхний; на фиг. 2 изображено меридиональное сечение турбины с перепускными каналами при переводе потока с верхнего ярусаступени на нижний; на фиг. 3 изображена меридиональная развертка перепускного канала; на фиг. 4 изображено сечение А-А на фиг. 3.
Турбина содержит входной сопловой аппарат 1, многоярусные рабочие лопатки 2 с разделительными полками 3 и один или несколько перепускных каналов 4. В зависимости от принятой схемырасширения рабочего тела перепускные каналы 4 могут подводить поток либо непосредственно к рабочим лопаткам 2, либо к промежуточным сопловым аппаратам 5. Перепускной канал 4 содержит боковые винтовые стенки 6, наружный обвод 7 и коническую вставку 8, которые образуют проточную часть канала 4, имеющую последовательно расположенные входной, поворотный и выходной диффузорный участки 9-11 соответственно. Минимальные потери кинетической энергии потока при переводе его с яруса на ярус будут при отношении длины LCp средней образующей наружного обвода к высоте £0 входного участка на его входе равном 9,5-
12,5, при отношении площадей Fbo, и Fao. входных сечений поворотного и входного участков 0,94-1,05, отношении площадей F6b' и Fgg' выходного и входного сечений поворотного участка 0,86-0,94 и отношении выходных площадей Гг$ и Fj,b' сечений диффузорного и поворотных участков 1,03-1,19.
В указанном диапазоне геометрических параметров коэффициент потерь энергии в канале при дозвуковых скоростях газового потока не превышает 15%.
Данный перепускной канал, обладающий небольшими габаритами и умеренны ми потерями энергии, позволяет снизить металлоемкость и повысить экономичность приводных турбин с многоярусными рабочими лопатками.
Claims (2)
- Изобретение относитс к области турбостроени , в частности к осевым Ступен м турбомашин и может быть использовано в турбинс1Х, предназначенных дл привода агрегатов вспомогательного назначени . Известен кольцеобразный перепускной канал, соедин ющий нижние и верх ние русы много русных рабочих лопаток однодисковой турбины . , Недостатками данного канала ййл ютс большие потери энергии рабочего тела, вызванные несовершенством его конструкции и высокими скорост ми газа при перепусках. Наиболее близким решением из изве стных вл етс перепускной канал тур бины с много русными лопатками, содержащий наружный обвод, образующий с размещенной в нем конической встав кой и боковыми винтовыми стенками проточную часть, имеющую йбслёдЬвНтельно расположенный входной, поворотный и выходной диффузорный участки 21Недостатком указанного перепускно го канала вл ютс потери энергии в этих каналгис и, следовательно, недостаточно высокий коэффициент полезного действи турбин. Целью насто щего изобретени - вл етс повышение экономичности турбины .; Указанна цель достигаетс тем, что отношение длины средней образующей наружного обвода к высоте входного участка на его входе равно 9,5- 12,5, отношение площадей входных сечений поворотного и входного участков 0,94-1,05, отношение площадей выходного и входного сечени поворотногсэ участка 0,86-0,94 и отношение выходных площадей сечений диффузорного и поворотного участков 1,03-1,19. На фиг. 1 изображено меридиональное сечение турбины с перепускным каналом при переводе потока с нижнего руса ступени на верхний; на фиг. 2 изображено меридиональное сечение турбины с перепускными каналами при переводе потока с верхнего рудй ступени на нижний; на фиг. 3 изображена меридиональна развертка перепускного канала; на фиг. 4 изображено сечение А-А на фиг. 3. Турбина содержит входной сопловой аппарат 1, много русные рабочие лопатки 2 с разделительными полками 3 и один или несколько перепускных каналов 4.-В зависимости от прин той схемырасширени рабочего тела перепускные кангилы 4 могут подводить поток либо непосредственно к рабочим лопаткам 2, либо к промежуточным соп ловым аппаратам 5. Перепускной канал 4 содержит боковые винтовые стенки 6, наружный обвод 7 и коническую вставку 8, которые образуют проточную часть канала 4, имейвдую последов.атель но расположенные входной, поворотный и выходной диффуэорный участки 9-11 соответственно. Минимальные потери кинетической энергии потока при переводе его с руса на рус будут при отношении длины средней образующей наружного обвода к высоте t вход ного участка на его входе равном 9,512 ,5, при отношении площадей F, и Fgo входных сечений поворотного и йхЬДногчэ участков 0,94-1, i35 , отношении площадей , и Fgg выходного и входного сечений поворотного участка 0,86-0,94 и отношении выходных плоцадей 1 и РЬЬ сечений диффузорного и поворотных участков 1,03-1,19. В указанном диапазоне геометрических параметров коэффициент потерь энергии в канале при дозвуковых скорост х газового потока не превышает 15%.: . ,. Данный перепускной канал, обладающий небольшие габаритами и умеренными потер ми энергии, позвол ет снизить металлоемкость и повысить экономичность приводных турбин с много русными рабочими лопатками. Формула изобретени Перепускнрй канал турбины с много русными лопатками, содержащий наружный обвод, образующий с размещенной в нем конической вставкой и боковыми винтовыми стенками проточную часть, имеющую последовательно расположенные входной, поворотный и выходной диффузорный участки, от л и ч а ю щ и и с тем, что, с целью повышани экономичности турбины, отношение длины средней образующей наружного обвода к высоте входного участка на его входе равно 9,5-12,5, отношение площадей входных сечений поворотного и входного участков - 0,94-1,05, отношение площадей выходного и входного сечейий поворотного участка - 0,860 ,94 и отношение выходных площадей сечений диффузорного и поворотных участков - 1,03-1,19. Источники информации, прин тые во внимание при экспертизе Д. Патент США 25056.60, кл. 60-226, опублик, 1944.
- 2. Авторское свидетельство СССР № 572575, кл. F 01 D 1/12, 1976.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU782665372A SU767367A1 (ru) | 1978-09-11 | 1978-09-11 | Перепускной канал турбины с много русными лопатками |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU782665372A SU767367A1 (ru) | 1978-09-11 | 1978-09-11 | Перепускной канал турбины с много русными лопатками |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU767367A1 true SU767367A1 (ru) | 1980-09-30 |
Family
ID=20785774
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU782665372A SU767367A1 (ru) | 1978-09-11 | 1978-09-11 | Перепускной канал турбины с много русными лопатками |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU767367A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0722001U (ja) * | 1984-11-09 | 1995-04-21 | エリオット ターボマシナリー カンパニー インコーポレイテッド | 蒸気タービン |
-
1978
- 1978-09-11 SU SU782665372A patent/SU767367A1/ru active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0722001U (ja) * | 1984-11-09 | 1995-04-21 | エリオット ターボマシナリー カンパニー インコーポレイテッド | 蒸気タービン |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1270874B1 (de) | Gasturbine mit einem Verdichter für Luft | |
EP0581978B1 (de) | Mehrzoniger Diffusor für Turbomaschine | |
US4013378A (en) | Axial flow turbine exhaust hood | |
EP0690206B1 (de) | Diffusor für Turbomaschine | |
GB1462470A (en) | Axial flow reaction turbine | |
RU93043403A (ru) | Осевая проточная турбина | |
DE846802C (de) | Turbine fuer gas- oder dampffoermige Druckmittel | |
US3759627A (en) | Compressor assembly | |
SU767367A1 (ru) | Перепускной канал турбины с много русными лопатками | |
US4403915A (en) | Excess pressure turbine with a constant pressure regulation stage | |
EP0418887A1 (de) | Kreisringförmiger Diffusor für Dampfturbinen | |
GB1605282A (en) | Bladed rotor for gas turbine engine | |
SU1605035A1 (ru) | Центробежный насос | |
US2635849A (en) | Turbine stage | |
DE945798C (de) | Kuehlluftfoerdereinrichtung an Hohlschaufelturbinenraedern mit Innenkuehlung durch Gas, Luft oder Dampf | |
SU1298427A1 (ru) | Центробежный насос | |
US2690053A (en) | Hydrodynamic torque converter | |
DE903052C (de) | Abgasturbogeblaese fuer Brennkraftmaschinen, insbesondere Zweitakttbrennkraftmaschinen | |
SU1456643A2 (ru) | Осевой вентил тор | |
RU1309687C (ru) | Входной радиально-осевой патрубок турбины газотурбинной установки | |
SU1320494A1 (ru) | Отсасывающа труба гидротурбины | |
SU687264A1 (ru) | Безлопаточный диффузор центробежного компрессора | |
SU731059A1 (ru) | Черпаковый отвод насоса | |
SU1502854A1 (ru) | Выхлопна часть цилиндра осевой турбины | |
SU1469187A1 (ru) | Сопловой аппарат турбины |