UA81314C2 - Steam/gas turbine with shroud - Google Patents
Steam/gas turbine with shroud Download PDFInfo
- Publication number
- UA81314C2 UA81314C2 UAA200510908A UAA200510908A UA81314C2 UA 81314 C2 UA81314 C2 UA 81314C2 UA A200510908 A UAA200510908 A UA A200510908A UA A200510908 A UAA200510908 A UA A200510908A UA 81314 C2 UA81314 C2 UA 81314C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- steam
- holes
- shroud
- gas turbine
- bandage
- Prior art date
Links
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 7
- 229910044991 metal oxide Inorganic materials 0.000 description 6
- 150000004706 metal oxides Chemical class 0.000 description 6
- 150000003839 salts Chemical class 0.000 description 6
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 5
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 3
- 210000001520 comb Anatomy 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000005056 compaction Methods 0.000 description 1
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/007—Preventing corrosion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/31—Application in turbines in steam turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/602—Drainage
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/95—Preventing corrosion
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Description
Опис винаходу
Винахід відноситься до турбомашин, а саме до парових/газових турбін і газових турбокомпресорів, що 2 містять надбандажні ущільнення, розміщені на бандажі або вбудовані у статор турбіни.
Винахід може бути використаний при розробці парових турбін на турбінних заводах-виробниках, а також для удосконалення парових і газових турбін на теплових електростанціях і авіаційних двигунів з газовими турбінами та газовими турбокомпресорами.
Відомі конструкції парової турбіни |див, наприклад, патенти: КО 2040696, опубл. 25.07.1995; 05 5154581, 70 опубл. 13.10.1992; або 05 5632598, опубл. 27.05.1997), що містять сопловий (напрямний) апарат з сопловими (напрямними) лопатками і екраном, ротор, що містить диск, лопатки, бандаж, і надбандажні ущільнення, вбудовані в екран соплового апарату, або розташовані на бандажі лопаток ротора.
Ущільнення бандажу парової турбіни складається, як правило, з двох гребенів, першого гребеня по ходу потоку пару і другого гребеня, обидва з яких формують надбандажну камеру, розташовану вздовж бандажу, що 12 включає радіальні зазори П1 і п2, які визначають витрату пару, що проходить через ущільнення.
Зазори ПН1 і 2 встановлюють рівними за абсолютною величиною для кожного ступеню або групи ступенів, ця величина залежить від умов теплового розширення елементів турбіни і умов порогової потужності турбоагрегату, тобто потужності, при якій виникає низькочастотна вібрація. Бандаж лопаток ротора виконаний у формі стрічки з отворами для штифтів лопаток ротора, як розклепуються після їхньої установки на лопатках ротора, формуючи блок з шістьох або більше лопаток. Частини цих бандажів, що перекривають один робочий канал, не мають жодних отворів.
Парові або газові турбіни мають наступні суттєві недоліки, що описані у послідовності роботи турбіни: а) через нерівномірний розподіл зазорів у надбандажних ущільненнях по колу ступеню з'являються аеродинамічні надбандажні і венцеві сили Томаса, що викликає нестійку роботу ротора турбіни і його підвіски; с б) на внутрішній поверхні бандажу лопатки ротора формуються оксиди металу і солі, наявність яких закриває (3 частина прохідного перетину робочих лопаток, що призводить до зменшення розрахункового ККД з наступним зниженням потужності турбіни; в) наднормативне спалювання палива внаслідок п. б) при різноманітних порівняльних навантаженнях турбіни призводить до додаткового споживання паливних ресурсів. М
Технічна задача, що вирішується, - це підвищення надійності роботи парових і газових турбін та газових «- турбонагнітальних насосів, збільшення фактичного ККД і потужності у порівнянні з існуючими параметрами.
Для вирішення поставленої технічної задачі пропонується парова/газова турбіна з бандажем, що включає о стаціонарний корпус; ротор, що має внутрішній диск, зовнішній бандаж і безліч лопаток, змонтованих з між - пе названим диском і названим бандажем; причому принаймні на частині названого бандажу виконані безліч 3о наскрізних отворів так, щоб пар або газ проходили радіально назовні скрізь названі отвори для запобігання со формування оксидів металу і солей на внутрішній поверхні зовнішнього бандажу.
Прохід пару або газу скрізь отвори у бандажі призводить до падіння градієнту тиску на поверхню бандажу і запобігає формуванню оксидів металів, солей та інших відкладень на внутрішніх поверхнях бандажів. «
Отвори можуть бути розподілені по названій частині зовнішнього бандажу рівномірно або у шаховому З 70 порядку. с Отвори краще обирати так, щоб їхній діаметр відповідав визначаємому за наступною формулою: :з» дез» (2 про ок ї пед де п - число названих отворів, а 5 - площина частини поверхні зовнішнього бандажу. о Парова/газова турбіна з бандажем може додатково містити бандажне ущільнення, що включає два ущільнювальних елементи, розташованих на зовнішній поверхні зовнішнього бандажу, або на внутрішній - поверхні названого стаціонарного корпусу, радіально звернутої до зовнішнього бандажу, а названі со ущільнювальні елементи забезпечують два радіальних зазори 1 і 2 між названим ротором та названим Корпусом у напрямку потоку відповідно, при цьому названий зазор п2 виконаний меншим, ніж названий зазор 1. - Перелік фігур, креслень та інших матеріалів
Та» Винахід пояснюється кресленнями, на яких подано:
Фіг.1 - поздовжній розріз парово//газової турбіни з бандажними ущільненнями в екрані соплового апарату;
Фіг.2 - поздовжній розріз парової/газової турбіни з бандажними ущільненнями, розміщеними на бандажі лопаток ротора;
Фіг.З - розріз бандажу на Фіг.1; іФ) Фіг.4 - розріз бандажу на Фіг.2; ко Фіг.5 - місцевий вигляд із Фіг.2 у розрізі по 0-0;
Фіг.6 - місцевий вигляд із Фіг.1 у розрізі по С-С. во Відомості, що підтверджують можливість використання винаходу
Парова/газова турбіна (див. Фіг.1 та Фіг.2) включає сопловий (напрямний) апарат 1 (корпус) з сопловими (напрямними) лопатками 2 і екран 3, гребені 4 та 5 бандажного ущільнення або гребені 4 та 5 (ущільнювальні елементи), розташовані на бандажі 8 (див. Фіг.2), та ротор з внутрішнім диском б та з бандажем 8, розташованим на лопатках 7 ротору. З метою збільшення ККД і експлуатаційної надійності турбіни, радіальний 65 зазор 2 другого гребеню 5 ущільнення бандажу по ходу потоку пару /газу виконаний меншим, ніж радіальний зазор 1 по гребеню 4 бандажного ущільнення, а також у частинах 13, 14, 15 бандажу 8, закриваючих окремі міжлопаткові канали, виконана система радіальних випускних отворів 12 (см Фіг.3, Фіг.4, Фіг.5 та Фіг.б), розподілених рівномірно по поверхням частин 13, 14, 16 бандажу 8. Названі радіальні випускні отвори також можуть бути розміщені у шаховому порядку 16 за лінією потоку пару/газу 14 і 18, або симетрично до лінії потоку пару /газу 18 (див. фіг.4) у міжлопатковому каналі, для перетікання пару/газу з камери корпусу 17 вище бандажу (див Фіг.5) і камери 11 вище бандажу до каналу потоку і зниження тиску вище бандажу, джерелом названого тиску є динаміка повітряного потоку вище бандажу і ребра сили Томасу, що викликає нестійку роботу ротора турбіни і його підвіскию, а коли пар/газ проходить з каналу скрізь випускні отвір 12 у бандажі 8 до названого бандажного ущільнення каналу - це запобігає формуванню оксидів металу і солей 10 на внутрішній 7/0 поверхні бандажу 8. Діаметр а отвору 12 і їхнє число п на кожній поверхні ЮК кожного окремого міжлопаткового каналу, накритого частинами бандажу 13, 14, 16, знаходяться у наступному відношенні: 4-5. Ко2 - 0503» с пед
Завдяки отворам 12 у бандажі 8 лопаток 7 ротора, у ході роботи турбіни відбувається перетікання пару/газу 72 з камери 11, розташованої вище бандажу, і камери 17 корпуса, також розташованої вище бандажу, як показано на Фіг.5, по відношенню до частини каналу, розташованого під бандажем, що призводить до появи ефекту перешкоди, запобігаючи формуванню оксидів металів і солей на внутрішній поверхні бандажу.
Падіння тиску у камері 11, розташованої вздовж бандажу, і у камері корпуса 17 вздовж бандажу, відбувається подібне процесу перетікання пару/газу, що виключає виникнення динаміки повітря вище бандажу і гребеня сили Томасу, що викликає нестійку роботу ротора турбіни та його підвіски. Ця обставина, у свою чергу, дозволяє зменшити радіальний зазор п.2 на другому гребені 5, керуючим порогового потужністю турбоагрегату, що призводить до додаткового збільшення ККД внаслідок зниження перетікання пару/газу по ущільненню.
Виконання зазорів пі і п2 по гребеням бандажного ущільнення таким чином, що радіальний зазор п.2 по другому гребеню 5 виконаний меншим, ніж радіальний зазор пі по першому гребеню 4, дозволяє регулюватиу ЄМ межах точно встановлених меж витрати пару/газу, що проходить скрізь бандажну камеру 11. о
Таким чином, винахід може бути використаний у наступних цілях: а) як засіб запобігання формуванню оксидів металів і солей на внутрішніх поверхнях бандажів лопаток ротора; б) як засіб покращення вібраційних умов роботи турбінного блоку; - в) з метою збільшення міжремонтного періоду внаслідок п. п. а) та б) і продовження ресурсу турбіни. «- со
Claims (4)
- Формула винаходу «-3 1. Парова/газова турбіна з бандажем, яка містить стаціонарний корпус, ротор, що має внутрішній диск, (2,0) зовнішній бандаж і лопатки, змонтовані між диском і бандажем, яка відрізняється тим, що принаймні на частині бандажа виконані наскрізні радіальні отвори для проходження пари або газу, при цьому отвори вибрані з діаметром, що визначається по формулі : «- . лде дю а-2 Кол вво Зк З с в, !-.- кількість отворів, ;з» Зк 7 площа частини зовнішнього бандажа.
- 2. Парова/газова турбіна по п. 1, яка відрізняється тим, що отвори рівномірно розподілені на зовнішньому бандажу, принаймні його частині. со З.
- Парова/газова турбіна по п. 1, яка відрізняється тим, що отвори розміщені у довільному порядку на - зовнішньому бандажі, принаймні його частині.
- 4. Парова/газова турбіна по п. 1, яка відрізняється тим, що додатково містить бандажне ущільнення, яке о містить два ущільнювальні елементи, розташовані на зовнішній поверхні бандажа або на внутрішній поверхні -3 20 стаціонарного корпусу, радіально повернутої до зовнішнього бандажа, при цьому ущільнювальні елементи утворюють два радіальні зазори ПНІ і 02 між ротором та корпусом у напрямку потоку, при цьому 2 менше п1. с» Ф) іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/US2003/012102 WO2004099572A1 (en) | 2003-04-18 | 2003-04-18 | Steam/gas turbine pressure stage with universal shroud |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA81314C2 true UA81314C2 (en) | 2007-12-25 |
Family
ID=33434336
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UAA200510908A UA81314C2 (en) | 2003-04-18 | 2003-04-18 | Steam/gas turbine with shroud |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP1623097A4 (uk) |
JP (1) | JP4195882B2 (uk) |
CN (1) | CN100386502C (uk) |
AU (1) | AU2003228590B2 (uk) |
BR (1) | BR0318261A (uk) |
CA (1) | CA2562712C (uk) |
EA (1) | EA008156B1 (uk) |
HK (1) | HK1092853A1 (uk) |
UA (1) | UA81314C2 (uk) |
WO (1) | WO2004099572A1 (uk) |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE893649C (de) * | 1940-05-04 | 1953-10-19 | Siemens Ag | Einrichtung an Dampf- oder Gasturbinenbeschaufelungen |
FR2166494A5 (uk) * | 1971-12-27 | 1973-08-17 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | |
SU663861A1 (ru) * | 1977-08-23 | 1979-05-25 | Ленинградский Ордена Ленина Политехнический Институт Им.М.И.Калинина | Рабочее колесо осевой турбины |
JPS55146201A (en) * | 1979-05-04 | 1980-11-14 | Hitachi Ltd | Moving blade for turbine |
US4534701A (en) * | 1982-06-29 | 1985-08-13 | Gerhard Wisser | Rotor or guide wheel of a turbine engine with shroud ring |
DE3505491A1 (de) * | 1985-02-16 | 1986-08-21 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Dichtung fuer eine stroemungsmaschine |
DE4015206C1 (uk) * | 1990-05-11 | 1991-10-17 | Mtu Muenchen Gmbh | |
FR2661944B1 (fr) * | 1990-05-14 | 1994-06-10 | Alsthom Gec | Etage de turbomachine avec pertes secondaires reduites. |
FR2666846B1 (fr) * | 1990-09-13 | 1992-10-16 | Alsthom Gec | Grille d'aubes pour turbomachine munie de fentes d'aspiration dans le plafond et/ou dans le plancher et turbomachine comportant ces grilles. |
US5224713A (en) * | 1991-08-28 | 1993-07-06 | General Electric Company | Labyrinth seal with recirculating means for reducing or eliminating parasitic leakage through the seal |
GB9607578D0 (en) * | 1996-04-12 | 1996-06-12 | Rolls Royce Plc | Turbine rotor blades |
EP0844369B1 (en) * | 1996-11-23 | 2002-01-30 | ROLLS-ROYCE plc | A bladed rotor and surround assembly |
DE59912323D1 (de) * | 1998-12-24 | 2005-09-01 | Alstom Technology Ltd Baden | Turbinenschaufel mit aktiv gekühltem Deckbandelememt |
-
2003
- 2003-04-18 EP EP03726350A patent/EP1623097A4/en not_active Withdrawn
- 2003-04-18 BR BRPI0318261-4A patent/BR0318261A/pt not_active IP Right Cessation
- 2003-04-18 UA UAA200510908A patent/UA81314C2/uk unknown
- 2003-04-18 JP JP2004571652A patent/JP4195882B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2003-04-18 CA CA2562712A patent/CA2562712C/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-04-18 EA EA200501572A patent/EA008156B1/ru not_active IP Right Cessation
- 2003-04-18 WO PCT/US2003/012102 patent/WO2004099572A1/en active Application Filing
- 2003-04-18 CN CNB038266393A patent/CN100386502C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2003-04-18 AU AU2003228590A patent/AU2003228590B2/en not_active Ceased
-
2006
- 2006-12-05 HK HK06113323A patent/HK1092853A1/xx not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN1788142A (zh) | 2006-06-14 |
CA2562712C (en) | 2011-05-31 |
AU2003228590B2 (en) | 2010-01-07 |
EP1623097A1 (en) | 2006-02-08 |
BR0318261A (pt) | 2006-05-23 |
EA200501572A1 (ru) | 2006-08-25 |
JP2006523792A (ja) | 2006-10-19 |
JP4195882B2 (ja) | 2008-12-17 |
EA008156B1 (ru) | 2007-04-27 |
HK1092853A1 (en) | 2007-02-16 |
WO2004099572A1 (en) | 2004-11-18 |
CN100386502C (zh) | 2008-05-07 |
AU2003228590A1 (en) | 2004-11-26 |
CA2562712A1 (en) | 2004-11-18 |
EP1623097A4 (en) | 2012-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9476315B2 (en) | Axial flow turbine | |
US8132417B2 (en) | Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber | |
CN104995375B (zh) | 在涡轮发动机中的热气体路径和盘腔之间的密封组件 | |
US8240981B2 (en) | Turbine airfoil with platform cooling | |
RU2313671C2 (ru) | Средство контроля зоны утечки под платформой лопатки | |
US8834122B2 (en) | Turbine bucket angel wing features for forward cavity flow control and related method | |
US5238364A (en) | Shroud ring for an axial flow turbine | |
US8979481B2 (en) | Turbine bucket angel wing features for forward cavity flow control and related method | |
US7971882B1 (en) | Labyrinth seal | |
US9765699B2 (en) | Gas turbine sealing | |
US9771820B2 (en) | Gas turbine sealing | |
GB2422641A (en) | Vane having sealing part with a cavity | |
RU2722122C2 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя, содержащая элемент лабиринтного уплотнения | |
US20170175557A1 (en) | Gas turbine sealing | |
KR102272728B1 (ko) | 증기 터빈 및 증기 터빈 조립 방법 | |
US6632069B1 (en) | Step of pressure of the steam and gas turbine with universal belt | |
JPH11148307A (ja) | タービンのシール構造 | |
JP2018040282A (ja) | 軸流タービン及びそのダイヤフラム外輪 | |
UA81314C2 (en) | Steam/gas turbine with shroud | |
US9011083B2 (en) | Seal arrangement for a gas turbine | |
RU155824U1 (ru) | Устройство для уплотнения радиального зазора между статором и ротором энергосиловой машины | |
US10570743B2 (en) | Turbomachine having an annulus enlargment and airfoil | |
RU2039872C1 (ru) | Лабиринтное уплотнение радиального зазора турбомашины | |
RU2135780C1 (ru) | Ступень осевой турбины | |
US9771817B2 (en) | Methods and system for fluidic sealing in gas turbine engines |