Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя



Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя
Безотрывный переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления двухконтурного авиационного двигателя

 


Владельцы патента RU 2484264:

Гладков Юрий Игоревич (RU)

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя. Безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12° содержит перфорированные внешнюю и внутреннюю стенки. Закрутка потока, имеющаяся за рабочим колесом турбины высокого давления, преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре. Закрутка преобразована за счет профилирования ступени турбины высокого давления и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручиваюшего устройства полной высоты. Изобретение позволяет снизить потери в переходном канале между турбинами высокого и низкого давления. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к узлу, расположенному между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления внутреннего контура двухконтурного авиационного двигателя.

Уровень техники

Авиационные газовые турбины двухконтурных двигателей предназначены для привода компрессоров. Турбина высокого давления предназначена для привода компрессора высокого давления, а турбина низкого давления предназначена для привода компрессора низкого давления и вентилятора. В авиационных двигателях пятого поколения массовый расход рабочего тела через внутренний контур в несколько раз меньше расхода через внешний контур. Поэтому турбина низкого давления по своей мощности и радиальным размерам в несколько раз превышает турбину высокого давления, а частота ее вращения в несколько раз меньше частоты вращения турбины высокого давления.

Такая особенность современных авиационных двигателей конструктивно воплощается в необходимости выполнения переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления, который является кольцевым диффузором.

Жесткие ограничения по габаритным и массовым характеристикам авиационного двигателя применительно к переходному каналу выражаются в необходимости выполнять канал относительно короткой длины, с высокой степенью диффузорности и явно отрывным эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора. Под степенью диффузорности понимается отношение выходной площади поперечного сечения ко входной. Для современных и перспективных двигателей степень диффузорности имеет значение, близкое к 2. Под эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора понимается угол раскрытия плоского диффузора, имеющего такую же длину, как и кольцевой конический диффузор, и такую же степень диффузорности. В современных авиационных ГТД эквивалентный угол раскрытия плоского диффузора превышает 10°, в то время как безотрывное течение в плоском диффузоре наблюдается только при угле раскрытия не более 6°.

Поэтому все выполненные конструкции переходных каналов характеризуются высоким коэффициентом потерь, из-за отрыва пограничного слоя от стенки диффузора. На фигуре 1 приведена эволюция основных параметров переходного канала фирмы Дженерал Электрик. На фигуре 1 по горизонтальной оси отложена степень диффузорности переходного канала, по вертикальной оси эквивалентный угол раскрытия плоского диффузора. Из фигуры 1 видно, что первоначально высокие значения эффективного угла раскрытия (≈12°) эволюционируют к значительно более низким значениям, что связано только лишь с высоким уровнем потерь. По результатам исследований кольцевого диффузора со степенью раскрытия 1,6 и эффективным углом раскрытия плоского диффузора 13,5° коэффициент потерь менялся в пределах от 15% до 24% в зависимости от закона распределения закрутки по высоте канала [1].

Аналоги изобретения

Отдаленными аналогами изобретения являются диффузоры, описанные в патентах US 2007/0089422 A1, DAS 1054791. В этих конструкциях для предотвращения отрыва потока от стенки диффузора используется отсос пограничного слоя из сечения, расположенного посередине канала с выбросом отсасываемого газа в сопло. Однако указанные диффузоры не являются переходными каналами между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления.

Краткое описание чертежей

Не являющиеся ограничивающими примеры осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает эволюцию проточной части межтурбинного переходного канала у ТРДД фирмы General Electric,

фиг.2 изображает зависимость потерь кинетической энергии потока в канале от интегрального параметра закрутки потока Ф ¯ С Т в виде линейной аппроксимации, где ν=0 - равномерная по высоте закрутка потока; ν=-1 - увеличивающаяся по высоте закрутка потока; ν=1 - уменьшающаяся по высоте закрутка потока; у=-1,36Фст+0,38 - аппроксимационная зависимость, соответствующая коэффициенту достоверности R=0,76,

фиг.3 изображает экстраполяцию потерь отрыва в кольцевом диффузоре от величины пристеночной закрутки,

фиг.4 изображает схему переходного канала,

фиг.5 изображает схему перфорации,

фиг.6 изображает схему устройства силовой стойки с подводящим каналом.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании переходного канала со степенью раскрытия более чем 1,6 и с эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора, превышающего 12°, течение в котором было бы безотрывным, а уровень потерь соответственно минимально возможным. Предлагается возможным снизить коэффициент потерь с 20-30% до 5-6%.

Поставленная задача решается:

1. На основе трансформации имеющейся закрутки за турбиной высокого давления на входе в кольцевой диффузор в направлении ее усиления на внутренней и внешней стенке канала и ослабления в середине канала.

2. На основе переменной по длине перфорации внутренних и внешних стенок кольцевого диффузора, адаптированной к местной структуре турбулентности.

3. На основе отсоса пограничного слоя из зоны возможного отрыва потока от стенок диффузора.

В связи с чем предлагается безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12°, содержащий внешнюю стенку и внутреннюю стенку. Внешняя и внутренняя стенка перфорированы, а имеющаяся за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) закрутка преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре. Закрутка преобразована за счет профилирования ступени турбины высокого давления (ТВД) и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручивающего устройства полной высоты.

Преобразованная закрутка ограничена достижением интегрального параметра закрутки до уровня Фст=0,3-0,35. Секция перфорации, расположенная на расстоянии 0,6-0,7 длины переходного канала от входного сечения, соединена с полостью в силовых стойках, имеющих щели на 80% высоты стоек симметрично геометрической середины канала, а щели расположены вблизи входной кромки.

Как известно, газ движется в диффузоре по инерции в сторону роста давления, а отрыв (отслоение) потока от стенок физически обусловлен недостаточной инерционностью внутренних пристеночных слоев пограничного слоя. Пункты 1, 2 призваны увеличить инерционность движения пристеночного потока газа за счет увеличения скорости движения, а соответственно его кинетической энергии.

Наличие закрутки в пристеночном потоке газа увеличивает скорость движения, а значит и его кинетическую энергию. В результате увеличивается устойчивость потока к отрыву (отслоению от стенок), а потери снижаются. На фигуре 2 приведены результаты опытного исследования кольцевого диффузора со степенью раскрытия 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора 13,5°. По вертикальной оси представлен коэффициент потерь, определяемый традиционным образом: отношение потерь механической энергии в диффузоре к кинетической энергии газового потока на входе в диффузор. По горизонтальной оси представлен интегральный параметр закрутки, определяемый следующим образом:

Ф с т = Ф в т + Ф п е р Ф . ,

где Ф . = 2 π R R + H ρ w u r 2 d r 2 π R R + H ρ w 2 r d r ( R + H 2 )

- интегральный параметр закрутки на входе в канал, ρ - плотность, w - осевая скорость, u - окружная скорость, r - текущий радиус, R - радиус с внутренней образующей диффузора, Н - высота канала, Фвт - интегральный параметр закрутки, рассмотренный в диапазоне высот от 0% до 5% от втулочного сечения, т.е.

Ф в т = 2 π R R + 0,05 H ρ w u r 2 d r 2 π R R + H ρ w 2 r d r ( R + H 2 ) ;

Фпер - тот же параметр, но в диапазоне высот от 95% до 100% от втулочного сечения, т.е.

Ф п е р = 2 π R + 0,95 H R + H ρ w u r 2 d r 2 π R R + H ρ w 2 r d r ( R + H 2 ) .

Как видно из фигуры 2, потери в переходном канале снижаются по мере увеличения доли пристеночной закрутки.

На фигуре 3 представлена линейная экстраполяция зависимости ξ (Фст) до уровня потерь трения в эквивалентном канале постоянного сечения. В этом случае на долю пристеночной закрутки (10% от высоты канала) должно приходиться примерно 30% закрутки потока.

Как известно, при турбулентном режиме течения в каналах, непосредственно вблизи стенки имеет место ламинарный режим течения из-за невозможности поперечного пульсационного движения. Толщина ламинарного подслоя составляет примерно 10 μ ρ τ с т . В последнем выражении µ - динамическая вязкость, τст - напряжение трения на стенке. Как известно, напряжение трения быстро убывает вдоль диффузора, а в точке отрыва оно вообще равно нулю. Поэтому толщина ламинарного подслоя в переходном канале со сплошной стенкой стремительно нарастает по ходу потока. Соответственно увеличивается толщина пристеночного слоя течения с малым уровнем кинетической энергии.

Перфорация внутренней и внешней стенок переходного канала делает возможным поперечное пульсационное движение на любом расстоянии от перфорированной стенки. Поскольку в турбулентном течении продольное пульсационное течение статистически связано с поперечным, то перфорация позволяет увеличить зону собственно турбулентного течения. Чем выше степень перфорации стенки, тем тоньше ламинарный подслой, тем выше скорость движения газа в пристеночном слое, тем выше кинетическая энергия пристенного потока и его стойкость к отрыву (отслоению от стенки).

Описание конструкции переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления

Переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) внутреннего контура двухконтурного турбореактивного двигателя (Фиг.4) является кольцевым диффузором, имеющим внутреннюю стенку 1 и внешнюю стенку 2. Внутренняя и внешняя стенки на стыке с ТВД и ТНД имеют определенные радиусы сопряжения.

Через переходный канал проходят силовые стойки 3, которые обеспечивают смазку, суфлирование и охлаждение опор роторов ТВД и ТНД. Стойки 3 имеют в поперечном сечении несимметричный аэродинамический профиль, обеспечивающий раскрутку потока в центре канала и подкрутку потока у стенок канала до уровня Фст=0,3-0,35.

Стенки 1 и 2 перфорированы (Фиг.5). Во избежание перетекания рабочего тела в перфорациях, части перфорации 4 изолированы друг от друга поперечными стенками 5.

Из секции перфорации 9, расположенной на расстоянии 0,6-0,7 от входа в диффузор, организован отсос и удаление через подводящий канал 6 в щели 7 стоек 3. Удаление отсосанной части пограничного слоя производится через щели, расположенные вблизи кромки профиля стоек в зоне минимума местного статического давления. В канале, соединяющем полость 9 с полостью стоек 3, установлены мерные шайбы 8, регулирующие расход газа.

За рабочим колесом ТВД 11 установлен подкручивающий аппарат 12, увеличивающий закрутку потока у стенок. Высота лопаток аппарата 12 составляет 10% от высоты канала на входе. При необходимости подкручивающий аппарат 12 может быть преобразован в раскручивающе-подкручивающий аппарат, расположенный по всей высоте канала. Центральная часть аппарата раскручивает поток, а пристеночная подкручивает, так что в результате закрутки потока на входе в диффузор составляет Фст=0,3-0,35.

В том случае, если безотрывное течение в диффузоре достигается только лишь за счет профилирования соплового аппарата 10 и рабочего колеса 11 ТВД и закручивающе-раскручивающего воздействия силовых стоек 3, закручивающее устройство 12 и щели 7 с каналом 6 отсутствуют.

Осуществление изобретения

Безотрывный режим течения в переходном канале достигается закруткой потока в пристеночных зонах течения, раскруткой потока в центре, перфорацией меридиональных образующих переходного канала, отсосом пограничного слоя.

Особенности организации рабочего процесса в современных ГТД таковы, что за турбиной высокого давления имеет место закрутка потока порядка 30-40°. Высокий уровень закрутки у внутренней и наружной стенки (на расстоянии 5% от высоты канала) следует сохранить, а если это необходимо - усилить за счет профилирования ступени и если необходимо - за счет установки закручивающего лопаточного аппарата на входе в переходный канал. Закрутку потока на высотах от 5% от втулочного сечения до 95% от того же сечения следует уменьшить как за счет профилирования ступени, так и за счет раскручивания потока силовыми стойками, конструктивно проходящими через канал. При необходимости, добиться нужной раскрутки потока следует установкой дополнительного раскручивающего лопаточного аппарата на входе в переходный канал. Раскрутка потока в центральной части канала призвана снизить радиальный градиент статического давления и уменьшить интенсивность вторичных течений, утолщающих пограничный слой и уменьшающих его стойкость к отрыву. Величина относительной пристеночной закрутки должна быть по возможности приближена к значению 0,3-0,35.

Поскольку установка дополнительного лопаточного аппарата связана с появлением потерь в этом аппарате, то его следует устанавливать только в том случае, если уменьшение коэффициента потерь в переходном канале заметно превышает величину потерь в дополнительном закручивающем и раскручивающем устройстве. Как вариант возможна установка дополнительного закручивающего аппарата на втулке и периферии ограниченного высотами от 5% до 10% Н (Фиг.4).

Перфорация меридиональных образующих переходного канала изменяет режим течения в ламинарном подслое на турбулентный. Экстраполяция логарифмического профиля скорости [2] на область ламинарного подслоя до расстояния от твердой стенки, равного 8% толщины ламинарного подслоя, дает для величины скорости значение τ с т ρ 6,5 , что всего лишь в 2 раза меньше скорости на границе ламинарного подслоя, в то время как как скорость течения собственно в ламинарном подслое (на этом расстоянии) в 4 раза меньше, а удельная кинетическая энергия в 16 раз меньше.

Экстраполяция логарифмического закона распределения скоростей, характерного сугубо для турбулентного режима течения на область ламинарного подслоя, предполагает полную свободу для перемещения турбулентных вихрей. Такая возможность существует при двух условиях: 1) степень перфорации твердой поверхности близка к 100%;

2) турбулентные вихри всех размеров в данном сечении имеют полную свободу для перемещений в поперечном направлении.

Реально эти условия недостижимы в полном объеме, но практически можно близко к ним подойти. В результате скорость движения у перфорированной поверхности будет в разы выше скорости движения на том же расстоянии от стенки у сплошной поверхности. При этом плотность расположения элементов перфорации и ее структура должны быть согласованы с максимумом энергетического спектра турбулентных пульсаций в отношении их линейного размера для данного сечения переходного канала.

Плотность перфорации (отношение площади перфорации к общей площади) следует выдерживать максимально возможной по конструктивным и жесткостным соображениям.

Структура перфорации адаптирована к линейному размеру энергосодержащих вихрей местной турбулентности, определяемому высотой переходного канала и его средним радиусом в данном сечении. В качестве модели структуры перфорации может быть принята следующая модель:

d=lэ(R, II);

dmin=(0,2-0,5)lэ(R, II);

dmax=(1,5-2)lэ(R, II);

d ¯ = ( 0,6 0,8 ) ;

d min ¯ = ( 0,2 0,3 ) ;

d max ¯ = ( 0,1 0,2 ) ;

где

dmin - минимальный диаметр перфорации; d=lэ(R, II) - основной диаметр перфорации, равный линейному размеру энергосодержащих вихрей турбулентной структуры; dmax - максимальный диаметр перфорации; d ¯ = S d S - доля основного размера перфорации; Sd - площадь перфорации, выполненная по размеру d=(lэ(R, II); S - общая площадь перфорации; d min ¯ = S d min S - доля минимального размера перфорации; Sdmin - площадь перфорации, выполненная по размеру dmin; d max ¯ = S d max S - доля максимального размера перфорации; Sdmax - площадь перфорации, выполненная по размеру dmax (Фиг.5).

Размер энергосодержащих вихрей lэ(R, II) определяется расчетным путем в зависимости от принятой модели турбулентности.

В переходных каналах с очень большой степенью расширения (n>2) и очень большим эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора (αэкв>17°) максимально достижимой пристеночной закруткой (Фст≈0,3) и максимально достижимой и должным образом структурированной перфорации ( S ¯ 0,8 , где S ¯ = S п е р S , Sпер - общая площадь перфорированной поверхности, S - суммарная площадь меридиональных обводов) может не хватить для организации безотрывного течения по всей длине переходного канала. В этом случае возможный отрыв на последней трети длины диффузора следует предотвратить путем отсоса пограничного слоя через часть перфорации. Удаление отсасываемого газа следует организовать в центральную часть канала через соответствующие отверстия в силовых стоках, которые расположены вблизи входной кромки профиля стенок, т.е. там, где местное статическое давление минимально. Площадь части перфорации 9, работающей на отсос, и площади проходных сечений в стойках 7 должны быть согласованны между собой.

Полость в силовых стойках имеет щели, расположенные вблизи входной кромки, вертикальная протяженность которых может достигать 0,8 от высоты стоек. Щели расположены симметрично относительно середины канала. Совокупность полостей и каналов, связанная с перфорацией и щелями в силовых стойках, организует отсос пограничного слоя в переходном канале.

Организация отсоса пограничного слоя целесообразна только в том случае, если потери смешения при вдуве отсосанного газа на вход в переходный канал меньше величины уменьшения потерь в диффузоре в связи с отсосом.

Список использованной литературы

1. Гладков Ю.И. Исследование переменной по радиусу входной закрутки потока на эффективность межтурбинных переходных каналов ГТД [Текст]: автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук 05.07.05 / Ю.И.Гладков - Рыбинская государственная авиационная технологическая академия имени П.А.Соловьева. - 2009 - 16 с.

2. Шлихтинг, Г. Теория пограничного слоя [Текст] / Г.Шлихтинг. - М.: Наука, 1974. - 724 с.

1. Безотрывный кольцевой переходный канал между турбиной высокого давления (ТВД) и турбиной низкого давления (ТНД) со степенью расширения более 1,6 и эквивалентным углом раскрытия плоского диффузора более 12°, содержащий внешнюю стенку и внутреннюю стенку, отличающийся тем, что внешняя и внутренняя стенка перфорированы, а имеющиеся за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) закрутка преобразована в направлении ее усиления у стенок и ослабления в центре за счет профилирования ступени турбины высокого давления (ТВД) и за счет закручивающего устройства, расположенного за рабочим колесом турбины высокого давления (ТВД) высотой 10% от высоты канала по 5% высоты на внутренней и внешней стенках канала, или за счет подкручивающе-раскручивающего устройства полной высоты.

2. Канал по п.1, отличающийся тем, что преобразованная закрутка ограничена достижением интегрального параметра закрутки до уровня Фст=0,3-0,35.

3. Канал по п.1, отличающийся тем, что секция перфорации, расположенная на расстоянии 0,6-0,7 длины переходного канала от входного сечения, соединена с полостью в силовых стойках, имеющих щели на 80% высоты стоек симметрично геометрической середины канала, а щели расположены вблизи входной кромки.



 

Похожие патенты:

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

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

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 турбомашиностроению, а именно, к устройствам для предотвращения утечек рабочего тела, и может быть использовано в авиационных газотурбинных двигателях (ГТД)

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

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно для сбросных систем пара тепловых электрических станций, например, выбросам пара при срабатывании главных предохранительных клапанов котлов, продувок пароперегревателей, растолок котлов и котлов-утилизаторов при расходах сбрасываемого пара более 30 т/ч и степени нерасчетности недорасширенной струи пара n=pa/pc>1, где pa - давление атмосферного воздуха, pc - статическое давление пара на срезе выхлопного трубопровода

Выхлопное устройство турбомашины содержит корпус с входным отверстием, расположенным вокруг оси вращения турбины, диффузор, расположенное в наружной стенке корпуса выходное отверстие и дополнительную перегородку. Диффузор включает осевую и радиальную части, образованные соответственно внутренней и наружной трактовыми стенками, расположенными внутри корпуса вокруг оси вращения турбины. Дополнительная перегородка выполнена внутри корпуса устройства в плоскости, перпендикулярной оси вращения турбины, с периметром равным периметру параллельных ей стенок корпуса устройства. В дополнительной перегородке выполнено коаксиально оси вращения турбины отверстие, диаметр которого равен максимальному диаметру наружной трактовой стенки радиальной части диффузора. В нижней части дополнительной перегородки выполнены симметрично и «зеркально», относительно вертикальной оси указанной перегородки сквозные пазы. По периметру сквозных пазов неподвижно и герметично установлены полые короба, выполненные в виде усеченных пирамид с двумя криволинейными гранями. Меньшие по площади основания указанных усеченных пирамид направлены в сторону турбины устройства, пространство от верхней кромки дополнительной перегородки до верхней кромки стенки корпуса, содержащей входное отверстие устройства, закрыто герметичной плоской стенкой. Изобретение позволяет повысить эффективность устройства и к.п.д. газотурбинной установки. 3 ил.

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.

Изобретение относится к выхлопным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой. Выхлопное устройство содержит диффузор, переходник с разделяющими поток ребрами и шумоглушитель кассетного типа, размещенный под углом 30-60° к оси переходника. Каждая из кассет шумоглушителя состоит из силового каркаса, обшитого листами, полость между которыми заполнена звукопоглощающим материалом. Со стороны наклоненной к диффузору кассеты обшиты перфорированным листом, а с противоположной стороны - цельным. Изобретение позволяет повысить эффективность снижения шума в выходном устройстве за счет обеспечения равномерного движения потока. 2 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в выхлопном тракте газоперекачивающего агрегата или газотурбинной электростанции. Диффузор выхлопного тракта газотурбинной установки содержит обечайку с фланцами, кожух, охватывающий обечайку и звукоизоляцию, размещенную между обечайкой и кожухом. Обечайка выполнена из подвижных, телескопически соединенных частей с ограничителями перемещений. Кожух образован эластичным материалом, например тканью «Атом», закрепленным на обечайке. Изобретение позволит повысить надежность работы конструкции диффузора, а также снизить его металлоемкость. 3 ил.

Выпускной патрубок для использования с турбиной, включающей множество ступеней, выполнен с возможностью направления пара из турбины в конденсатор и содержит опорный конус, окружающий ротор турбины, направляющую и колпак направляющей. Направляющая расположена радиально снаружи опорного конуса, при этом направляющая и опорный конус выполнены с возможностью направления текучей среды из турбины. Колпак направляющей проходит от края и задней поверхности направляющей к турбине и содействует предотвращению образования вихрей текучей среды в выпускном патрубке. Другое изобретение группы относится к паровой турбине, включающей указанный выше выпускной патрубок. Группа изобретений позволяет увеличить производительность турбины. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к энергетике. Часть низкого давления паровой турбины, включающая регулирующий орган на входе, группу ступеней с промежуточными камерами и выхлопной патрубок, соединенный с конденсатором, разделенным трубной системой на входной и выходной объемы, при этом выходной объем конденсатора соединен с промежуточной камерой, например, перед последней ступенью, посредством перепускной трубы с клапаном. Заявляемое техническое решение основано на особенности работы последней ступени низкого давления при малых расходах пара, когда ее рабочее колесо не вырабатывает мощности, а получает ее от ротора, затрачивая на перекачку пара в сторону выхлопа. При таком «компрессорном» режиме работы давление перед последней ступенью оказывается ниже, чем в конденсаторе. Это позволяет направить в камеру перед последней ступенью пар, охлажденный трубной системой конденсатора при протекании из его входного объема в выходной объем. Заявленное изобретение позволяет повысить надежность и экономичность паровой турбины при малых расходах пара через группу ступеней части низкого давления за счет снижения вентиляционного нагрева проточной части и устранения его последствий без использования охлаждающих впрысков влаги, усиливающих эрозию, и без увеличения расхода рабочего пара, сокращающего отпуск тепла и электроэнергии. 1 ил.
Наверх