ВЫХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ТУРБИНЫ Российский патент 2014 года по МПК F01D25/30 F01D9/02 

Описание патента на изобретение RU2525375C1

Изобретение относится к конструктивным элементам турбины, взаимосвязям между корпусом турбины и ее внутренними элементами, в частности, к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины.

Известно выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамически профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины, закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины.

/US №3751909 НКИ 60/39.17 опубл. 14.08.1973 г./ /1/

Конструктивно такие стойки просты в исполнении, служат в качестве опорных силовых элементов турбины и позволяют использовать их в виде коллекторов для различных проводок в турбину и из нее.

К недостаткам турбин с такими выходными устройствами, следует отнести значительные, аэродинамические потери потока после турбины при попытке активизации и использования имеющегося энергетического потенциала последней ступени турбины.

Задача изобретения - создать выходное устройство турбины, обеспечивающее минимальные потери потока при активизации энергетического потенциала последней ступени турбины.

Ожидаемый технический результат - достижение оптимально возможного КПД последней ступени турбины при практически осевом потоке газа на выходе из турбины, повышение равномерности закрутки потока и минимизация сопротивления.

Технический результат достигается тем, что известное выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины и закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, по предложению, снабжено аэродинамическими профилированными контурами, выполненными из передних и задних лопаток, размещенных между стойками со смещением относительно друг друга и средней линии контура и закрепленных в положении, при котором средние линии входных участков контура и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси, а средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины, при этом лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное SR=(0,03÷0,15)b1, а по длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него в интервале (-0,05b1<d<0,05b1), причем количество контуров установленных между стойками определено по зависимости: n=a/tb, tb=b/t=1…3, где n - количество контуров; a - расстояние между толстыми стойками; tb - густота решетки; b - длина хорды контура; t - расстояние между контурами, SR - расстояние между передней и задней лопатками; d - смещение по длине хорды контура; b1 - длина хорды передней лопатки.

Сущность изобретения заключается в следующем.

Для обеспечения благоприятного обтекания потоком самих стоек, а также обтекания элементов конструкции двигателя, расположенных за затурбинным устройством по основному потоку, и течения с минимальными потерями в проточной части двигателя после затурбинного устройства, необходимо, чтобы поток газа на выходе из турбины был направлен практически вдоль продольной оси двигателя с малой окружной составляющей вектора скорости. Для этого приходится, вынуждено увеличивать угол выхода и снижать скорость потока в относительном движении на выходе из рабочего колеса последней ступени турбины.

Согласно формуле Эйлера, КПД турбины зависит от угла выхода потока. Оптимальное значение угла выхода потока составляет 20…40°. Использование этой зависимости для последней ступени турбины приводит к завышенным потерям полного давления в последующей за турбиной проточной части двигателя (форсажная камера, реактивное сопло) из-за сильной закрутки потока. Минимальные потери полного давления возможны только при осевом или близком к осевому.

Изменение угла закрутки потока после турбины осуществляется использованием профилированных стоек затурбинного устройства. Однако, определяющим геометрию стоек и их число являются не газодинамические параметры основного потока (их влияние на параметры не значительно), а параметры прочности и работоспособности стойки турбины. Через полые аэродинамически профилированные стойки в конструкции затурбинных устройств, проходят технологические трубопроводы, передающие турбине технологические среды. Для технического обслуживания турбины и размещения необходимого числа проводок в турбину и из нее достаточно М=10-15 профилированных толстых стоек, что является недостаточным для поворота потока. Расстояние между толстыми стойками определяется как, а=2πR/М, где R - средний радиус турбины. Поворот потока на необходимый угол с минимальными потерями полного давления, можно получить путем добавления тонких дополнительных промежуточных профилированных лопаток (толщина лопаток значительно меньше, чем толщина основных стоек), установленных попарно друг за другом. Каждая пара лопаток образует аэродинамический контур. Лопатки в аэродинамическом контуре образуют перекрытие по фронту и по оси затурбинного устройства таким образом, что размеры щели между передней и задней лопатками составляют SR=(0,03÷0,15)b1, а перекрытие по оси затурбинного устройства d=(-0,05÷+0,05)b1, где b1 - длина хорды передней лопатки. При указанных параметрах щели имеет место интерференция потоков, обтекающих каждую решетку: в результате перекрытия решеток образуются щелевые каналы между соседними профилями передних и задних лопаток, струя, вытекающая из щелевого канала воздействует на обтекание профиля задней лопатки, что позволяет увеличить угол безотрывного поворота потока в межлопаточном канале. При значениях SR больше 0,15b1 и значениях d меньше -0,05b1 лопатки в контуре обтекаются как одиночные профили и взаимного влияния не наблюдается. При значениях SR меньше 0,03b1 и значениях d больше +0,05b1 значительно возрастает сопротивление потоку в щели и воздействие на обтекание задней лопатки пропадает, что приводит к отрыву потока от профиля задней лопатки и к росту сопротивления потоку, следовательно, к увеличению потерь полного давления в затурбинном устройстве. Число лопаток установленных между стойками, при которых поток гарантированно направляется вдоль продольной оси турбины, определяется из условия загроможденности тракта и по заявленным формулам.

На фиг.1 показан продольный разрез последней ступени турбины с выходным устройством.

На фиг.2 показан поперечный разрез по рабочим лопаткам последней ступени турбины и выходного устройства.

На фиг.3 показан зазор между лопатками аэродинамического контура.

Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки 1 и аэродинамические контуры 2, выполненные из передних 3 и задних 4 лопаток, корпуса 5, размещенные в проточной части 6 за рабочим колесом последней ступени турбины 7 с рабочими лопатками 8. Выходные участки средней линии 9 профилированной стойки 1 и средней линии 10 аэродинамического контура 2 направлены вдоль продольной оси турбины 11, а входные участки средних линий 9 и 10 повернуты к продольной оси 11 турбины на угол Θ1=20-40° в сторону вращения рабочего колеса 7 последней ступени турбины. Лопатки 3 и 4 аэродинамического контура установлены относительно друг друга с зазором (фиг.3) таким образом, что в результате перекрытия профилей образуются щелевые каналы 12.

При работе последнего колеса 7 турбины поток с рабочих лопаток 8 выходит с относительной средней скоростью w2 под углом β2 к фронту решетки из стоек 1 и аэродинамического контура 2. С учетом скорости вращения колеса 7 на выходе u2 абсолютная скорость потока будет равна c2 с углом α2 (фиг.2). Окружная составляющая скорости будет равна cu2=c2·cos α2. Если эта компонента будет отрицательной по отношению к направлению вращения, то при прочих равных условиях она будет давать приращение мощности N ступени, вычисляемой по формуле Эйлера:

N=m1u1cu1-m2u2cu2,

где m1 и m2 - расходы массы газа на входе и выходе из колеса; u1 и u2 - окружная скорость вращения колеса на входе и выходе потока из колеса; cu1 и cu2 - окружные составляющие абсолютных скоростей на входе и выходе потока из колеса.

Для организации безударного натекания потока на основные полые стойки 1 и аэродинамический контур 2 необходимо обеспечить θ1=90°-α2 или 20-40°. На участке проточной части 6 канала, образованного основными полыми стойками 1 и аэродинамическим контуром 2 поток поворачивается на угол близкий к 0° от оси турбины. Часть газа основного потока проходит через щель 12, образованную передней 3 и задней 4 лопатками аэродинамического контура 2, и, воздействуя на основной поток в районе задней лопатки 3, препятствует отрыву потока с ее поверхностей. Данный эффект воздействия струи из щели 12 на основной поток позволяет увеличить угол поворота потока при минимальном загромождении проточной части.

Использование изобретения позволяет повысить КПД последней ступени турбины до 2% при практически осевом потоке газа на выходе из турбины и до минимума исключить закрутки выходящего потока оптимизировать сопротивление тракта.

Похожие патенты RU2525375C1

название год авторы номер документа
ВЫХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ТУРБИНЫ 2011
  • Канахин Юрий Александрович
  • Рябов Евгений Константинович
  • Щербаков Михаил Александрович
RU2491426C2
ВЫХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ 2011
  • Иванов Игорь Николаевич
  • Канахин Юрий Александрович
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Рябов Евгений Константинович
  • Щербаков Михаил Александрович
RU2490496C2
Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя авиационного типа (варианты) 2016
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Еричев Дмитрий Юрьевич
  • Илясов Сергей Анатольевич
  • Куприк Виктор Викторович
  • Савченко Александр Гаврилович
  • Шишкова Ольга Владимировна
  • Селиванов Николай Павлович
RU2614709C1
Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя авиационного типа (варианты) 2016
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Илясов Сергей Анатольевич
  • Куприк Виктор Викторович
  • Коновалова Тамара Петровна
  • Поляков Константин Сергеевич
  • Савченко Александр Гаврилович
  • Скарякина Регина Юрьевна
  • Селиванов Николай Павлович
RU2614708C1
ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ) 2015
  • Кондрашов Игорь Александрович
  • Симонов Сергей Анатольевич
  • Куприк Виктор Викторович
  • Мовмыга Дмитрий Алексеевич
  • Поляков Константин Сергеевич
  • Узбеков Андрей Валерьевич
RU2596915C1
ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ) 2014
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Симонов Сергей Анатольевич
  • Еричев Дмитрий Юрьевич
  • Куприк Виктор Викторович
  • Кондрашов Игорь Александрович
  • Узбеков Андрей Валерьевич
  • Кузнецов Игорь Сергеевич
RU2581981C1
ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ) 2015
  • Кондрашов Игорь Александрович
  • Симонов Сергей Анатольевич
  • Куприк Виктор Викторович
  • Коновалова Тамара Петровна
  • Поляков Константин Сергеевич
  • Узбеков Андрей Валерьевич
  • Шабаев Юрий Геннадьевич
RU2596916C1
ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ) 2014
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Симонов Сергей Анатольевич
  • Еричев Дмитрий Юрьевич
  • Куприк Виктор Викторович
  • Кондрашов Игорь Александрович
  • Трощенкова Марина Михайловна
  • Селиванов Николай Павлович
RU2581980C1
ЗАЩИТНАЯ МАСКИРУЮЩАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ПОДВЕРГАЮЩЕГОСЯ РАДИОЛОКАЦИОННОМУ ОБЛУЧЕНИЮ 2011
  • Быстров Валентин Васильевич
  • Критский Василий Юрьевич
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
RU2479819C2
ЛОПАТКА РАБОЧЕГО КОЛЕСА РОТОРА КОМПРЕССОРА НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ) 2015
  • Манапов Ирик Усманович
  • Симонов Сергей Анатольевич
  • Куприк Виктор Викторович
  • Коновалова Тамара Петровна
  • Трощенкова Марина Михайловна
  • Шишкова Ольга Владимировна
  • Кузнецов Игорь Сергеевич
RU2596917C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 525 375 C1

Реферат патента 2014 года ВЫХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ТУРБИНЫ

Изобретение относится к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины. Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные за рабочим колесом последней ступени турбины, а также аэродинамические профилированные контура. Контура образованы передними и задними лопатками, размещенными между стойками со смещением относительно друг друга. Средние линии входных участков контуров и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси. Средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины. Лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное 0,03÷0,15 длины хорды передней лопатки. По длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него. Количество контуров установленных между стойками определено зависимостью защищаемой настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия последней ступени турбины, а также уменьшить закрутку выходящего потока. 3 ил.

Формула изобретения RU 2 525 375 C1

Выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины и закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, отличающееся тем, что оно снабжено аэродинамическими профилированными контурами, выполненными из передних и задних лопаток, размещенных между стойками со смещением относительно друг друга и средней линии контура и закрепленных в положении, при котором средние линии входных участков контуров и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси, а средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины, при этом лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное SR=(0,03÷0,15)b1, а по длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него в интервале (-0,05b1<d<0,05b1), причем количество контуров установленных между стойками определено по зависимости: n=a/tb, tb=b/t=1…3, где
n - количество контуров;
а - расстояние между толстыми стойками;
tb - густота решетки;
b - длина хорды контура;
t - расстояние между контурами;
SR - расстояние между передней и задней лопатками;
d - смещение по длине хорды контура;
b1 - длина хорды передней лопатки.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2014 года RU2525375C1

Способ и приспособление для нагревания хлебопекарных камер 1923
  • Иссерлис И.Л.
SU2003A1
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СООТНОШЕНИЙ АКУСТИЧЕСКОЙ, 0
SU390486A1
Приспособление для суммирования отрезков прямых линий 1923
  • Иванцов Г.П.
SU2010A1
ВЫХОДНОЕ УСТРОЙСТВО ТУРБИНЫ 2011
  • Канахин Юрий Александрович
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Рябов Евгений Константинович
  • Щербаков Михаил Александрович
RU2474699C2
US 7594388 B2, 29.09.2009
СПОСОБ ВЫРАБОТКИ КОНСЕРВОВ "СИЧЕНИКИ РЫБНЫЕ УКРАИНСКИЕ" 2012
  • Квасенков Олег Иванович
  • Касьянов Геннадий Иванович
RU2475140C1

RU 2 525 375 C1

Авторы

Иванов Игорь Николаевич

Канахин Юрий Александрович

Щербаков Михаил Александрович

Даты

2014-08-10Публикация

2013-05-15Подача