DE3612412A1 - Turbine mit radialgeblaese und diffusor sowie verfahren zur herstellung - Google Patents
Turbine mit radialgeblaese und diffusor sowie verfahren zur herstellungInfo
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Description
Turbine mit Radialgebläse und Diffusor sowie Verfahren zur Herstellung
Die Erfindung bezieht sich auf eine Turbine und insbesondere auf die Struktur eines Diffusorsystems, welches
stromab von dem Radialgebläse einer Turbine angeordnet ist.
In einer Turbine mit einem Radialgebläse wird das Strömungsmittel unter Druck radial nach außen, gesehen von der sich drehenden Welle der Turbine, abgegeben. Das Turbinengehäuse besitzt Kanäle, die das Fluid zu einer Verbrennungskammer in dem Gehäuse leiten. Um ein gesteuertes Strömungsverhalten in dem Auslaßfluid im Hinblick auf wirksame Mischung und Zündung des Fluids in der Verbrennungskammer zu erhalten, wird häufig ein Diffusorsystem im Kanal zwischen dem Radialgebläse und der Verbrennungskammer verwendet.
In einer Turbine mit einem Radialgebläse wird das Strömungsmittel unter Druck radial nach außen, gesehen von der sich drehenden Welle der Turbine, abgegeben. Das Turbinengehäuse besitzt Kanäle, die das Fluid zu einer Verbrennungskammer in dem Gehäuse leiten. Um ein gesteuertes Strömungsverhalten in dem Auslaßfluid im Hinblick auf wirksame Mischung und Zündung des Fluids in der Verbrennungskammer zu erhalten, wird häufig ein Diffusorsystem im Kanal zwischen dem Radialgebläse und der Verbrennungskammer verwendet.
Typischerweise weist der Diffusor zwei ringförmige radial sich erstreckende Wandungen auf, die einen
Kanal für strömendes Fluid bilden, der entsprechend der gewünschten Strömungscharakteristik ausgebildet ist.
Zusätzlich können sich Flügel guer in dem Kanal zwischen den radial ausgerichteten Oberflächen erstrecken, um die
Richtung und Geschwindigkeit sowie das Fließprofil des Fluidstromes von dem Diffusor zu bestimmen. Das von dem
Diffusor geschaffene Fließmuster kann aber modifiziert oder zerstört werden, wenn der Kanal seine Richtung ändert.
Wenn demnach die Verbrennungskammer nicht radial nach außen von dem Diffusorkanal angeordnet ist, wird die Turbine
nicht so effektiv betrieben, als dies durch die Einfügung des radialen Diffusors beabsichtigt ist.
Demgemäß würde es bei der Auslegung einer Turbine, die in einem engen Turbinengehäuse unterzubringen
ist, vorteilhaft sein, die Verbrennungskammer axial stromab von dem Radialgebläse unterzubringen, um
eine Turbine mit einer minimalen Breite zu schaffen. In
einem solchen Fall versteht es sich, daß das von dem Radialgebläse abgegebene Fluid axial zur Verbrennungskammer
geleitet werden muß. Während dieser Weitergabe zur Verbrennungskammer würde es vorteilhaft sein, zusätzliche
Einrichtungen zur Steuerung und Lenkung des Fluidstromes in die Verbrennungskammer zu schaffen, so
daß das Fluid gut verteilt in die Verbrennungskammer eintritt. Diese Steuerung wird durch Konstruktionen mit
Drallplatten in den Wänden des Verbrennungsgehäuses bekanntermaßen
gelöst. In einer solchen Einrichtung muß die Verbrennungskammer in spezieller Weise konstruiert
sein, was zu den Kosten und Komplexität der Turbinenkonstruktion beiträgt. Andererseits könnten auch die
Gehäusewände zur Bestimmung der Strömungskanäle speziell gestaltet sein, um Diffusoreinrichtungen einzuschließen,
welche dann im wesentlichen die Kosten und die Komplexität des Turbinenmotors erhöhen würden.
Die Erfindung überwindet die oben beschriebenen Nachteile, indem ein Diffusorsystem mit einem einstückigen
Gußstück geschaffen wird, welches einen radialen Oberflächenteil und einen axialen Oberflächenteil einschließt,
die mit der Einlaßstruktur und den Gehäusewandungen zur Bestimmung von radialen und axialen Kanälen in einer
Turbinengehäusekonstruktion zusammenarbeiten. Vorzugsweise besitzen sowohl der radiale Oberflächenteil als
auch der axiale Oberflächenteil Flügel zur Ausrichtung des Stromes, die integral mit dem gegossenen Gehäuse
hergestellt worden sind. Darüber hinaus ist das gegossene Gehäuse an der Einlaßstruktur befestigt und weist eine
ringförmige zentrale Nabe auf, so daß das gegossene Gehäuse
in das Turbinengehäuse und die Turbinenwelle geschoben werden kann und so an richtiger Stelle montiert
werden kann.
Das einstückige gegossene Gehäuse weist im großen und ganzen eine ringförmige Nabe mit einer inneren
Bohrung auf, die durch geeignete Flächen zur Aufnahme von Lagern für die Turbinenwelle versehen ist. Die äußere
— Ο —
Oberfläche der Nabe weist Einrichtungen oder Öffnungen zur Verbindung mit einer Kühl- oder Schmierleitung auf,
wodurch der im Inneren der Nabe angeordnete Mechanismus geeignet gekühlt und geschmiert werden kann. In jedem
Fall erstreckt sich ein radialer Flansch radial nach außen von der ringförmigen Nabe und schließt eine radial
ausgerichtete Oberfläche außerhalb der ringförmigen Nabe ein. Eine axial ausgerichtete Oberfläche erstreckt
sich nach rückwärts von der radial gerichteten Oberfläche am äußersten Ende dieser radial gerichteten Oberfläche.
Diffusorflügel sind vorzugsweise integral mit
der radial gerichteten Oberfläche gegossen und erstrecken sich axial nach außen von dieser. In ähnlicher Weise erstrecken
sich von der axial gerichteten Oberfläche Flügel radial nach außen. Die äußeren Enden der Diffusorflügel
liegen an Teilen der Turbinengehausewandung an und bestimmen die Strömungsmittelkanäle zwischen dem gegossenen
Gehäuse und den Turbinenwandungen mit Einrichtungen zur Steuerung des Fluidstromes, der von dem Radialgebläse
zu der Verbrennungskammer der Turbine geliefert wird. Die vorliegende Erfindung schafft somit ein
Kompressordxffusorsystem mit einer radialen Diffusorkonstruktion, die auch eine Einrichtung zur Bildung eines
axialen Kanals zu einer Verbrennungskammer einschließt, die im axialen Abstand von dem Radialgebläse angeordnet
ist. Die Konstruktion ist deshalb speziell zur Anwendung in kleinen Turbinen geeignet. Da zusätzlich die Diffusorflügel
zusammen mit den Oberflächen zur Bildung von Fluidkanälen im Gehäuse hergestellt worden sind, wird
die komplexe und zeitaufwendige Montage von getrennt hergestellten und bearbeiteten Diffusorflügein vermieden.
Da zusätzlich das gegossene Gehäuse axiale Diffusorflügel
einschließt, kann ein entsprechendes Drall- oder Antidrallteil in den Fluidstrom zur Verbrennungskammer eingefügt
werden, ohne daß die Notwendigkeit für eine komplizierte Konstruktion der Wandungen der Verbrennungskammer not-
wendig wäre.
Nachfolgend wird ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung im Zusammenhang mit der Zeichnung
beschrieben. Dabei zeigt:
Fig. 1 eine Vorderansicht eines radialen Diffusorgußstückes gemäß Erfindung ;
Fig. 2 einen Schnitt entlang der Linie 2-2 in Fig. 1 sowie mit angrenzenden Teilen der Turbine und
Fig. 3 eine Ansicht entsprechend Pfeilen 3-3 in Fig. 1 auf einen Teil der Vorrichtung.
Es wird zunächst auf Fig. 2 Bezug genommen.
Eine Turbine 12 beinhaltet einen Zentrifugalkompressor
14 mit Kompressorflügel 16, die an der Turbinenwelle 18
befestigt sind und sich mit dieser drehen. Der Kompressor 14 ist innerhalb des Einlasses 19 angeordnet, der einen
gekrümmten Teil 20 entsprechend im gekrümmten äußeren Rand der Flügel 16 aufweist. Radial nach außen setzt
sich der Einlaß in einer ebenen Fläche 22 fort, die sich
radial auswärts von den Spitzen der Endstufe der Kompressorflügel 16 erstrecken. Ein äußeres Turbinengehäuse 15
weist am äußersten des Wandteils 22 einen sich axial erstreckenden Wandteil 24 auf, der sich nach hinten zu der
Verbrennungskammer 26 erstreckt, die durch entsprechende Gehäusewände 28 begrenzt wird. Während die Turbine 12
einen Zentrifugalkompressor 14 aufweist, um den Vorteil
der Druckerhöhung infolge zentrifugaler Kräfte auf das Strömungsmittel in der Turbine auszunutzen, ist die Verbrennungskammer
26 axial von dem Zentrifugalkompressor 14 angeordnet, um das Turbinengehäuse 15 schmal zu machen
und eine kompakte Turbinenkonstruktion zu schaffen. Der Zentrifugalkompressor 14 steht in strömungsmäßiger Verbindung
mit der Kompressorkammer über Kanäle, die durch ein gegossenes Gehäuse 30 gebildet werden.
Das gegossene Gehäuse 30 ist aus einem Stück gegossen, in welchem alle bedeutsamen Teile integral
mit der Gehäusewandung gegossen sind und danach mit den geeigneten Toleranzen auf die erforderliche Oberflächen-
gute bearbeitet sind. Das gegossene Gehäuse 30 weist
eine ringförmige Nabe 32 und einen radialen Flansch 34 auf, der sich radial nach außen von der Nabe erstreckt.
Die Nabenwandung ist mit geeigneten Flächen 36 zur Aufnähme von Lagern versehen, um die Nabe an der sich
drehenden Turbinenwelle 18 zu lagern bzw. ein Zwischenlager für die Turbinenwelle zu bilden. Die Nabe 32 weist
ferner Schmierkanäle 38 und 40 zur Zuführung von Schmier- und Kühlmittel zu dem eigentlichen Lager sowie einen
oder mehrere Abführungskanäle 42 auf. Das gegossene Gehäuse 30 ist am Einlaß 19 der Turbine 12 befestigt,
wie im einzelnen beschrieben wird.
Der radiale Flansch 34 des gegossenen Gehäuses 30, welches ein Diffusorglied darstellt, weist ein konisches
Teil 40 auf, welches sich radial auswärts vom Rand der Nabe 32 erstreckt und einen Winkel bildet, so
daß das äußere Ende im axialen Abstand von der Nabe 32 zu liegen kommt. Am äußersten Ende des konischen Wandteils
44 erstreckt sich ein Wandteil 46 des Flansches 34 radial nach außen und weist eine ebene im wesentlichen
ringförmige Wandoberfläche 48 auf, die nach vorwärts
schaut, gesehen von der Nabe 32. Der radiale Wandteil 36 ist am äußersten Ende mit einem axial sich erstreckenden
zylindrischen Wandteil 50 verbunden, die eine äußere Wandoberfläche 52 besitzt, die sich axial zu der Nabe
erstreckt und radial nach außen schaut. Die ringförmige
Wandfläche 48 erstreckt sich radial nach außen und außerhalb des Auslasses der letzten Kompressorstufe 16, wie
am besten aus Fig. 2 ersichtlich, und bildet zusammen mit der Wandung 22 des Einlasses einen dazwischen
liegenden radialen Diffusorkanal 56. Der sich axial erstreckende Oberflächenteil 52 erstreckt sich von dem
radialen Diffusorkanal 56 zu der Verbrennungskammer 26
und bildet zusammen mit der Oberfläche 24 der Turbinengehäusewandung einen dazwischen liegenden Kanal 58, der
in strömungsmäßiger Verbindung mit der Verbrennungskammer 26 steht.
Eine Mehrzahl von Diffusorflügein 60 sind
integral auf der ringförmigen Oberfläche 48 gebildet. Wie am besten aus Fig. 1 hervorgeht, sind die Diffusorflügel
60 im Sinne eines aerodynamischen Profils gestaltet, wodurch die Strömungscharakteristik des vom
Auslaß des Zentrifugalkompressors 14 abgegebenen Fluids
bestimmt wird. Da die Diffusorflügel 60 integral mit
der Oberfläche 48 hergestellt worden sind und sich von dieser erstrecken, vermeidet die Konstruktion die Notwendigkeit
der Abdichtung und der sonstigen mechanischen Verbindung des Diffusors mit der Seitenwandung des
radialen Diffusorkanais 56. Es versteht sich, daß auch
andere abweichende Ausbildungen der Flügel im Schutzumfang der vorliegenden Erfindung liegen.
Eine Mehrzahl von Diffusorflügein 62 sind
integral mit der sich axial erstreckenden Oberfläche 52 hergestellt worden und erstrecken sich radial nach außen
von dieser Oberfläche. Wie am besten aus Fig. 3 hervorgeht , sind die Diffusorflügel 62 als gekrümmte Wandteile
gegossen, um den Drall infolge der radialen Diffusorflügel zu reduzieren, wobei die Strömung des in die
Verbrennungskammer 26 eingeführten Fluids gerade ausgerichtet wird. Es versteht sich aber, daß zahlreiche
andere Ausbildungsformen der Flügel auch benutzt werden können. Die äußeren Endoberflächen der Flügel 60 und 62
berühren in abdichtender Weise die Wandoberflächen 22 bzw. 24 der Einlaßstruktur bzw. des Turbinengehäuses. Die
Diffusorkanäle 56 und 58 bilden so einen geschlossenen Kanal zwischen dem Auslaß des Zentrifugalkompressors 14
und der Verbrennungskammer 26. Geeignete Einrichtungen sind vorgesehen, um das Diffusorglied 30 an der vorgesehenen
Stelle in der Turbine zu befestigen. Beispielsweise ist eine Mehrzahl von axialen Durchgangsbohrungen
61 in den Flügeln 60 gebildet und Bolzen können durch diese Durchgangsbohrungen 61 gesteckt und an der Einlaß-
struktur 19 befestigt werden, um so das gegossene Gehäuse
30 in der Turbine zu sichern. Die Oberflächen der Diffusorflügel 60, 62 als auch die Oberflächen 48 und 52 werden
durch Bearbeitung auf geeignete Oberflächengüte gebracht,
nachdem das gesamte Glied 30 gegossen worden ist.
Nach Beschreibung der strukturellen Merkmale wird nunmehr die Betriebsweise der Vorrichtung erläutert.
Sobald der Zentrifugalkompressor auf der Turbinenwelle montiert worden ist und die Lager in der Nabe 32 befestigt
worden sind, wird das gegossene und bearbeitete Diffusorglied 30 über die Turbinenwelle 18 gestülpt und in seine
richtige Lage verschoben, so daß die radial ausgerichtete Ringfläche 48 in vorbestimmtem Abstand von der Wandoberfläche
22 des Einlasses zu stehen kommt und der dazwischen liegende radial Diffusorkanal 56 bestimmt wird, der mit
dem Auslaß der letzten Stufe 16 des Kompressors in Verbindung steht. Gleichzeitig nimmt die sich axial erstreckende
Oberfläche 52 einen bestimmten Abstand von der Wandoberfläche 24 des Turbinengehäuses ein und bestimmt
einen Strömungsmittelkanal zwischen dem radialen Diffusorkanal 56 und der Verbrennungskammer 26. In der bevorzugten
Ausführungsform sorgen die Breite der Diffusorflügel 60
und 62 für die vorgesehenen Abstände zwischen den Wandoberflächen. Es versteht sich, daß die Befestigung des
gegossenen Gehäuses 30 an dem Einlaßgehäuse eine starre Stütze für die Turbinenwelle in der Nabe 32 schafft. Die
Nabe 32 kann auch mit dem Turbinengehäuse verschraubt werden, wie durch Flansche 66, die/Bohrungen versehen
sind, in Fig. 1 angedeutet ist.
Die Erfindung schafft somit ein leichtgewichtiges Diffusorsystem einschließlich einer Einrichtung zur
axialen Lenkung von Fluid vom Kompressor in die Verbrennungskammer einer kleinen Turbine, bei welcher die Verbrennungskammer
in einer Lage im axialen Abstand von dem Zentrifugalkompressor angeordnet ist. Da das gegossene
Gehäuse 30 in einem Stück hergestellt worden ist, ist es im wesentlichen weniger komplex einzubauen als zuvor
— II*—·
bekannte zweistufige Diffusoren. Da zusätzlich die
Diffusorflügel auf einer der peripheren Oberflächen
der Diffusorkanäle gebildet sind, wird die getrennte
Herstellung und komplexe Montage von individuellen Flügeln vermieden. Trotzdem können die Diffusorflügel
entsprechend dem vorgesehenen Profil innerhalb der vorgesehenen Toleranzen bearbeitet werden. Zusätzlich bietet
das gegossene Gehäuse 30 eine zusätzliche Stütze für die Turbinenwelle, da ein Zwischenlager gebildet wird, und
dient so zur weiteren Gewichtsverringerung der Trägerstruktur der Turbinenwelle innerhalb des Turbinengehäuses.
Claims (11)
- Teledyne Industries Inc.
1901 Avenue of the Stars
Los Angeles, CA 9006 7, USAPatentansprücheTurbine mit einem Radialverdichter (16), der an einer Turbinenwelle (18) befestigt und innerhalb eines Turbinengehäuses (15) angeordnet ist, mit folgenden Merkmalen: ein einstückiges Gießteil (30) weisteine ringförmige Nabe (32) zur Aufnahme der Turbinenwelle (18) undeinen Flanschteil (34) auf, der sich radial von der Nabe (32) erstreckt und einen radial sich erstreckenden Oberflächenteil (48) und einen axial sich erstreckenden Oberflächenteil (52) am äußersten Ende des radial sich erstreckenden Oberflächenteils aufweist. - 2. Turbine nach Anspruch 1,dadurch gekennzeichnet, daß eine Mehrzahl von ersten DißEusorflügein (60) auf dem radial ausgerichteten Oberflächenteil (48) angeordnet sind.
- 3. Turbine nach Anspruch 1 oder 2,dadurch gekennzeichnet, daß eine Mehrzahl von zweiten Diffusorflügein (62) auf dem axial ausgerichteten Oberflächenteil (52) angeordnet sind.
- 4. Turbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der radial sich erstreckende Oberflächenteil (48) von einem Ende der ringförmigen Nabe (32) im axialen Abstand angeordnet ist und daß das Flanschteil (34) einen Konus (44) aufweist, der sich zwischen dem innersten EndeSonnenberger Straße 43 6200 Wiesbaden Telefon 06121-562943/561998 Telex 4186237 Tetefax (GII) 06121-567209 Telegramme Patentconsult RadeckestraBe 43 8000 München 60 Telefon 089-883603 Telex 5212313 Telefax 089-8344618 Telegramme Patentconstultdes radial ausgerichteten Oberflächenteils (48) und der Nabe (32) erstreckt.
- 5. Turbine nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Diffusorflügel eine aerodynamische Gestaltung bzw. Tragflügelprofil aufweisen.
- 6. Turbine nach Anspruch 3,dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Diffusorflügel (62) als gekrümmte Wandungen ausgebildet sind, die an dem axial ausgerichteten Oberflächenteil (52) befestigt sind.
- 7. Turbine nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Turbinengehäuse einen Einlaß (14) und Einrichtungen zur Befestigung des Diffusorgliedes als gegossenes Gehäuse (30) an den Einlaß (14) des Turbinengehäuses über die Einlaßstruktur aufweist.
- 8. Turbine nach Anspruch 7,dadurch gekennzeichnet, daß eine Mehrzahl von ersten Diffusorflügein (60) an dem radial ausgerichteten Oberflächenteil (48) gebildet sind und daß die Befestigungseinrichtung Durchgangsbohrungen (61) durch die ersten Diffusorflügel (60) aufweist.
- 9. Verfahren zur Herstellung eines Diffusorgehäuses mit folgenden Schritten:Gießen eines einstückigen Gußstückes (30) mit einer ringförmigen Nabe (32) und einem integralen radialen Flansch (34), der sich radial auswärts von der Nabe erstreckt, wobei der radiale Flansch einen radial sich erstreckenden Oberflächenteil (48) und ein axial sich erstreckendes Oberflächenteil (52) am äußersten Ende des radial sich erstreckenden Oberflächenteils aufweist.
- 10. Turbine nach Anspruch 8,dadurch gekennzeichnet, daß Diffusorflügel auf den radial sich erstreckenden Oberflächenteil (48) durch Gießen dieser Flügel integral mit dem radial sich erstreckenden Oberflächenteil hergestellt worden sind.
- 11. Turbine nach Anspruch 8,dadurch gekennzeichnet, daß die Diffusorflügel (62) auf dem axial sich erstreckenden Oberflächenteil (52) durchGießen integral mit dem axial sich erstreckenden Oberflächenteil (52) hergestellt worden sind.
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