RU2612309C1 - Центростремительная турбина - Google Patents
Центростремительная турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2612309C1 RU2612309C1 RU2015145632A RU2015145632A RU2612309C1 RU 2612309 C1 RU2612309 C1 RU 2612309C1 RU 2015145632 A RU2015145632 A RU 2015145632A RU 2015145632 A RU2015145632 A RU 2015145632A RU 2612309 C1 RU2612309 C1 RU 2612309C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- impeller
- turbine
- gap
- casing
- working fluid
- Prior art date
Links
Images
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
- 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
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к энергетическому, транспортному и авиационному двигателестроению и может быть использовано в технических объектах, где в качестве источника энергии целесообразно использовать высокотемпературную высокооборотную центростремительную турбину с небольшим объемным расходом рабочего тела. Предлагается центростремительная турбина, содержащая корпус, радиально-осевое рабочее колесо турбины, снабженное лопаточным аппаратом. На корпусе центростремительной турбины на выходе рабочего тела из лопаточного аппарата радиально-осевого рабочего колеса выполнен кольцевой выступ, перекрывающий зазор между корпусом и лопатками рабочего колеса. Расстояние между выходной кромкой лопаточного аппарата и выступом на корпусе центростремительной турбины не превышает величину зазора между периферией лопаточного аппарата и корпусом центростремительной турбины. Со стороны выхода рабочего тела кольцевой выступ может быть выполнен с плоской поверхностью, расположенной по нормали к набегающему потоку рабочего тела. Технический результат предлагаемого изобретения заключается в снижении утечек рабочего тела через зазор между лопатками рабочего колеса и корпусом и, следовательно, к повышению КПД турбины. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к энергетическому, транспортному и авиационному двигателестроению и может быть использовано в технических объектах, где в качестве источника энергии целесообразно использовать высокотемпературную высокооборотную центростремительную турбину малой мощности с небольшим объемным расходом рабочего тела.
Известна конструкция, предназначенная для уменьшения утечек рабочего тела [1], включающая в себя рабочее колесо центростремительной турбины с покрывным диском. Между корпусом турбины и покрывным диском для уменьшения утечек установлено бесконтактное лабиринтное уплотнение, представляющее собой совокупность кольцевых выступов (уплотнительных гребней), расположенных на роторе и статоре таким образом, что выступы перекрывают друг друга и образуют лабиринт. За счет гидравлического сопротивления, создаваемого лабиринтом, расход рабочего тела через зазоры заметно снижается.
Данная конструкция имеет ряд существенных ограничений для ее использования в высокотемпературных высокооборотных радиально-осевых турбинах. Наличие покрывного диска существенно повышает напряжения в материале рабочего колеса, вызванные центробежными силами и неравномерным тепловым расширением.
Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому изобретению является конструкция центробежной турбины, предназначенной для минимизации зазоров между корпусом и лопаточным аппаратом рабочего колеса [2], принятая за прототип. Конструкция включает в себя радиально-осевое рабочее колесо и корпус (статор), покрытый с внутренней стороны специальным мягким материалом, обладающим такими механическими свойствами, что при соприкосновении с лопатками колеса происходит его быстрый износ без повреждения лопаточного аппарата колеса. Таким образом, в процессе работы турбины устанавливается минимально возможный зазор между ротором и статором в проточной части.
Однако использование данной конструкции имеет ряд существенных ограничений. Она может быть использована без ущерба для надежности только в том случае, если предполагаемая толщина слоя мягкого материала, истираемого в процессе приработки ротора и статора, не превышает 0,1-0,3 миллиметра, что характерно для турбин с жестким валом (работающим с частотой вращения ниже первой критической) и умеренных тепловых расширений рабочего колеса.
Для высокооборотной турбины изготовить вал жестким часто не представляется возможным. При прохождении критической частоты амплитуда прецессии может достигать значительной величины, что приведет к чрезмерной нагрузке на лопаточный аппарат рабочего колеса при выработке большой толщины (более 0,5 мм) истираемого слоя на корпусе и аварийной ситуации.
Зазор между лопаточным аппаратом рабочего колеса и корпусом по условию надежности (во избежание задевания ротора о статор на всех рабочих и переходных режимах) должен быть не менее 1-1,5 мм, при этом относительная величина зазора составляет =0,05-0,07 (, где δ - зазор, - высота лопатки по выходной кромке) (см. чертеж).
Данная проблема особенно актуальна для высокооборотных турбин небольшой мощности, где в качестве опор используют магнитные подшипники или подшипники с газовой смазкой, которые обладают заметно большей податливостью по сравнению с шариковыми подшипниками или подшипниками жидкого трения.
Ротор турбины на таких опорах при прохождении резонансных частот в процессе его разгона и останова может достигать значительных амплитуд прецессии, что может привести к задеванию ротора о статор и возникновению аварийной ситуации.
Для высокотемпературных центростремительных турбин значительные тепловые деформации рабочего колеса турбины не позволяют уменьшить зазоры в проточной части до приемлемой величины. Использование покрывного диска также неприемлемо вследствие дополнительных напряжений из-за центробежных сил и неравномерности нагрева и расширения материала покрывного диска и лопаток.
В целях повышения эксплуатационной надежности целесообразно увеличить зазор между рабочим колесом и статором до значений, гарантирующих безаварийную работу турбины.
Известно, что наибольшее влияние на КПД центростремительной турбины оказывают потери энергии с выходной скоростью. Минимального значения они достигают при осевом направлении потока (при отсутствии закрутки). Увеличение зазоров из соображения надежности приводит к столь существенному увеличению потерь с утечками рабочего тела, что в общей сумме потерь они становятся определяющими.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в снижении утечек рабочего тела через зазор между лопатками рабочего колеса и корпусом и, следовательно, к повышению КПД турбины.
Для обеспечения технического результата предлагается центростремительная турбина, содержащая корпус, радиально-осевое рабочее колесо турбины, снабженное лопаточным аппаратом. На корпусе на выходе рабочего тела из лопаточного аппарата радиально-осевого рабочего колеса выполнен кольцевой выступ, перекрывающий зазор между корпусом и лопатками рабочего колеса. Расстояние между выходной кромкой лопаток рабочего колеса и выступом на корпусе центростремительной турбины не превышает величину зазора между периферией лопаточного аппарата и корпусом центростремительной турбины. Кольцевой выступ со стороны выхода рабочего тела может быть выполнен с плоской поверхностью, расположенной по нормали к набегающему потоку рабочего тела.
Турбина конструктивно состоит из двух основных элементов: ротора и статора (корпуса), между которыми в процессе работы не должно быть контакта.
Так как в проточном тракте обязательно имеют место зазоры между ротором и статором (корпусом), то в процессе расширения рабочего тела возникают протечки в эти зазоры в обход основного потока, совершающего полезную работу.
В целях увеличения экономичности турбины целесообразно минимизировать указанные зазоры, однако это не всегда представляется возможным, так как из-за требований к эксплуатационной надежности (для исключения задевания ротора о корпус) на всех режимах работы приходится увеличивать зазор между лопатками рабочего колеса ротора и корпусом. Увеличенный зазор, в свою очередь, приводит к дополнительным потерям и снижению КПД турбины.
Структура потока рабочего тела в межлопаточном пространстве рабочего колеса центростремительной турбины имеет следующую особенность: часть потока, обладающая наибольшей скоростью, сосредоточена у периферии лопаточного аппарата, т.е. в районе зазора между лопатками и корпусом.
На выходе из рабочего колеса ротора поток меняет направление от центростремительного к осевому и происходит резкое отклонение потока в сторону, противоположную вращению колеса за счет формы рабочих лопаток. При этом часть потока, обладающая наибольшей кинетической энергией, устремляется в зазор между корпусом и выходными кромками рабочего колеса ротора. Очевидно, что сокращение утечек рабочего тела через зазор приведет к увеличению КПД турбины.
Эффект уменьшения утечек в предлагаемом изобретении достигается за счет того, что кольцевой выступ на корпусе на выходе рабочего тела создает гидравлическое сопротивление потоку рабочего тела в районе зазора у выходных кромок лопаточного аппарата и вызывает его отклонение в межлопаточное пространство, где поток совершает полезную работу.
Кольцевой выступ отстоит на некотором расстоянии от выходных кромок лопаток и имеет такие размеры, чтобы перекрыть зазор между корпусом турбины и рабочими лопатками. Со стороны потока рабочего тела выступ может иметь плоскую поверхность, расположенную по нормали к набегающему потоку рабочего тела.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежом.
Чертеж - показано меридиональное сечение центростремительной турбины. На чертеже изображены: 1 - корпус, 2 - радиально - осевое рабочее колесо, 3 - ротор, 4 - кольцевой выступ, 5 - выходная кромка лопаточного аппарата радиально-осевого рабочего колеса, 6 - сопловой аппарат.
Центростремительная турбина работает следующим образом.
Рабочее тело (газ) подается в полость (на чертеже не показана) перед сопловым аппаратом 6, представляющим собой совокупность каналов, образованных сопловыми лопатками. Рабочее тело натекает на сопловые лопатки 6 в радиальном направлении от периферии к центру.
В межлопаточных каналах соплового аппарата 6 поток рабочего тела расширятся, ускоряется и отклоняется в тангенциальном направлении в сторону вращения радиально-осевого рабочего колеса 2. После чего поток газа попадает в межлопаточное пространство радиально - осевого рабочего колеса 2 и в зазор δ между корпусом и лопаточным аппаратом рабочего колеса.
Кольцевой выступ, выполненный на корпусе 1 на выходе рабочего тела из лопаточного аппарата, создает гидравлическое сопротивление потоку рабочего тела, попавшего в зазор, и способствует отклонению его в межлопаточное пространство, где он вместе с основным потоком рабочего тела совершает полезную работу.
Расчеты (численные эксперименты) с использованием программного комплекса ANSYS показали, что наличие кольцевого выступа, перекрывающего зазор на выходе из радиально-осевого рабочего колеса, если относительный зазор составляет =0,05-0,07, позволяет уменьшить суммарные потери (по выходной скорости и утечкам через зазор) и повысить КПД турбины примерно на 2%.
Источники информации
1. Авторское свидетельство СССР №1574967 от 30.06.90 г.
2. Патент США №5,975,845 от 02.11.1999 г.
Claims (2)
1. Центростремительная турбина, содержащая корпус, радиально-осевое рабочее колесо турбины, снабженное лопаточным аппаратом, отличающаяся тем, что на корпусе на выходе рабочего тела из лопаточного аппарата радиально-осевого рабочего колеса выполнен кольцевой выступ, перекрывающий зазор между корпусом и лопатками рабочего колеса, а расстояние между выходной кромкой лопаток рабочего колеса и выступом на корпусе центростремительной турбины не превышает величину зазора между периферией лопаточного аппарата и корпусом центростремительной турбины.
2. Центростремительная турбина по п. 1, отличающаяся тем, что кольцевой выступ со стороны выхода рабочего тела выполнен с плоской поверхностью, расположенной по нормали к набегающему потоку рабочего тела.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015145632A RU2612309C1 (ru) | 2015-10-26 | 2015-10-26 | Центростремительная турбина |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015145632A RU2612309C1 (ru) | 2015-10-26 | 2015-10-26 | Центростремительная турбина |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2612309C1 true RU2612309C1 (ru) | 2017-03-06 |
Family
ID=58459329
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015145632A RU2612309C1 (ru) | 2015-10-26 | 2015-10-26 | Центростремительная турбина |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2612309C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109209520A (zh) * | 2018-09-13 | 2019-01-15 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种向心涡轮背部空腔泄漏流损失抑制密封技术 |
RU2684067C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2019-04-03 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Центростремительная турбина |
RU2694560C1 (ru) * | 2018-09-12 | 2019-07-16 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Центростремительная турбина |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1386281A (en) * | 1972-03-06 | 1975-03-05 | Luft U Kaeltetechnik Veb K | Boundary layer control for turbo machines |
SU1454991A1 (ru) * | 1987-05-25 | 1989-01-30 | Харьковский политехнический институт им.В.И.Ленина | Выхлопна часть турбомашины |
SU1562474A1 (ru) * | 1988-07-18 | 1990-05-07 | Предприятие П/Я Г-4461 | Радиально-осева турбина |
EP1253295A2 (en) * | 2001-04-27 | 2002-10-30 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Axial-flow turbine having a stepped portion in a flow passage |
EP2378077A2 (en) * | 2010-04-13 | 2011-10-19 | General Electric Company | Shroud vortex remover |
-
2015
- 2015-10-26 RU RU2015145632A patent/RU2612309C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1386281A (en) * | 1972-03-06 | 1975-03-05 | Luft U Kaeltetechnik Veb K | Boundary layer control for turbo machines |
SU1454991A1 (ru) * | 1987-05-25 | 1989-01-30 | Харьковский политехнический институт им.В.И.Ленина | Выхлопна часть турбомашины |
SU1562474A1 (ru) * | 1988-07-18 | 1990-05-07 | Предприятие П/Я Г-4461 | Радиально-осева турбина |
EP1253295A2 (en) * | 2001-04-27 | 2002-10-30 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Axial-flow turbine having a stepped portion in a flow passage |
EP2378077A2 (en) * | 2010-04-13 | 2011-10-19 | General Electric Company | Shroud vortex remover |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2684067C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2019-04-03 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Центростремительная турбина |
RU2694560C1 (ru) * | 2018-09-12 | 2019-07-16 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Центростремительная турбина |
CN109209520A (zh) * | 2018-09-13 | 2019-01-15 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种向心涡轮背部空腔泄漏流损失抑制密封技术 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN108368743B (zh) | 阶梯型密封体、密封结构、透平机械及阶梯型密封体的制造方法 | |
US5100158A (en) | Compliant finer seal | |
EP2252798B1 (en) | Impeller and turbocharger | |
RU2598970C2 (ru) | Облопаченный элемент для турбомашины и турбомашина | |
US8727713B2 (en) | Rotor oscillation preventing structure and steam turbine using the same | |
US20090160135A1 (en) | Labyrinth seal with reduced leakage flow by grooves and teeth synergistic action | |
US20160341058A1 (en) | Seal structure and rotating machine | |
JP2007321721A (ja) | 軸流タービン段落および軸流タービン | |
US10975711B2 (en) | Seal structure and turbine | |
EP3159504B1 (en) | Radial-inflow type axial turbine and turbocharger | |
US20180142567A1 (en) | Sealing system for an axial turbomachine and axial turbomachine | |
CA2927035C (en) | Rotor assembly with wear member | |
RU2612309C1 (ru) | Центростремительная турбина | |
CN105715310A (zh) | 发动机和用于操作所述发动机的方法 | |
CA2927037A1 (en) | Rotor assembly with scoop | |
JP2011106474A (ja) | 軸流タービン段落および軸流タービン | |
JP6192990B2 (ja) | 軸流タービン | |
CN109519225B (zh) | 一种具有减振阻尼及密封结构的向心透平装置 | |
US9677463B2 (en) | Axial-flow turbine for turbocharger | |
US20180106161A1 (en) | Turbine shroud segment | |
EP2634376A2 (en) | Turbo-machinery sealing arrangement | |
US20160305264A1 (en) | Turbomachine rotor-stator seal | |
RU2684067C1 (ru) | Центростремительная турбина | |
RU117536U1 (ru) | Рабочее колесо центробежного компрессора | |
RU2694560C1 (ru) | Центростремительная турбина |