Выходное устройство турбины



Выходное устройство турбины
Выходное устройство турбины

 


Владельцы патента RU 2474699:

Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") (RU)

Выходное устройство турбины содержит профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины. У стоек средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины. Средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины на угол 20-40° в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины. Обеспечивает возможность получения максимального КПД последней ступени турбины при практически осевом потоке газа на выходе из выходного устройства турбины. 2 ил.

 

Изобретение относится к конструкции выходного устройства турбины, а именно к элементам связи между корпусом турбины и ее внутренними элементами.

Известно выходное устройство турбины, содержащее профилированные пустотелые силовые стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии входных и выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины (см. патент Канады №2647058, МПК F01D 25/30, опубл. 14.06.2009 г.). Конструктивно такие стойки просты в исполнении и выполняют не только роль опорных силовых элементов турбины, но и используются в качестве коллекторов для различных проводок в турбину и из нее.

К недостаткам турбин с такими стойками следует отнести следующее. Для обеспечения благоприятного обтекания потоком самих стоек необходимо, чтобы поток газа на выходе из турбины был направлен практически вдоль продольной оси двигателя с малой окружной составляющей вектора скорости. Для этого мы вынуждены увеличивать угол выхода и снижать скорость потока в относительном движении на выходе из рабочего колеса последней ступени турбины. Но для повышения КПД последней ступени турбины нужно делать все наоборот, чтобы на выходе из рабочего колеса поток газа в абсолютном движении имел большую отрицательную окружную составляющую. При этом желательно, чтобы за выходным устройством поток газа был направлен вдоль продольной оси двигателя с малой закруткой.

Задача изобретения - обеспечить возможность получения максимального КПД последней ступени турбины при практически осевом потоке газа на выходе из выходного устройства турбины.

Указанная задача достигается тем, что в выходном устройстве турбины, содержащем профилированные стойки корпуса, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, а средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины на угол 20-40° в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины.

Поворот средней линии входных участков профилей стоек к продольной оси турбины в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины позволяет иметь возможность увеличить закрутку потока за рабочим колесом последней ступени турбины, что улучшает ее эффективность.

При этом поворот на угол, меньший 20°, не приводит к существенному росту КПД турбины, а поворот на угол, больший 40°, вызывает при ограниченных габаритах турбины рост скорости потока за рабочим колесом до сверхзвуковых значений и большие потери мощности турбины.

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.

Выходное устройство турбины содержит пустотелые профилированные стойки 1 корпуса 2, размещенные в проточной части 3 за рабочим колесом 4 с рабочими лопатками 5 последней ступени турбины 6. Средние линии 7 выходных участков профилей стоек 1 направлены вдоль продольной оси 8 турбины 6, а средние линии 9 входных участков профилей стоек 1 повернуты к продольной оси 8 турбины на угол Θ1=20-40° в сторону вращения рабочего колеса 4 последней ступени турбины 6.

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

N=m1u1сu1-m2u2cu2,

где m1 и m2 - расходы массы газа на входе и выходе из колеса.

Для организации безударного натекания потока на стойки необходимо обеспечить

Θ=90°-α2.

Расчеты показывают, что поворот на угол Θ, меньший 20°, не приводит к существенному росту КПД турбины, а поворот на угол, больший 40°, вызывает при ограниченных габаритах турбины рост скорости потока за рабочим колесом до сверхзвуковых значений и большие потери мощности турбины.

Таким образом, изобретение обеспечивает и получение максимального КПД последней ступени турбины и осевой поток газа на выходе из выходного устройства турбины.

Выходное устройство турбины, содержащее профилированные стойки корпуса, размещенные в проточной части за рабочим колесом последней ступени турбины, у которых средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, отличающееся тем, что средние линии входных участков профилей стоек повернуты к продольной оси турбины на угол 20-40° в сторону вращения рабочего колеса последней ступени турбины.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в последних ступенях влажно-паровых турбин. .

Изобретение относится к энергомашиностроению, в частности к газовым турбинам или компрессорам с регулируемыми направляющими лопатками. .

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям и, в частности, к переходным каналам между турбинами низкого давления и высокого давления таких двигателей.

Изобретение относится к лопатке газотурбинного двигателя, и в частности к лопатке, находящейся в потоке горячих газов, требующих использования специальных средств, несмотря на температурные условия и часто высокое давление.

Изобретение относится к элементам конструктивной связи между корпусом турбины авиационного газотурбинного двигателя и ее внутренними элементами, а именно к конструкции выходного устройства турбины.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к паровым машинам объемного расширения, а именно к пароводяным винтовым детандерам, предназначенным для преобразования энергии пара в механическую энергию.

Изобретение относится к области энергетики, к турбиностроению, и может быть использовано в цилиндрах высокого давления паровых турбин. .

Изобретение относится к ступице в сборе, входящей в состав задней опоры турбины низкого давления
Наверх