SU1449664A2 - Axial-flow turbine - Google Patents
Axial-flow turbine Download PDFInfo
- Publication number
- SU1449664A2 SU1449664A2 SU874201810A SU4201810A SU1449664A2 SU 1449664 A2 SU1449664 A2 SU 1449664A2 SU 874201810 A SU874201810 A SU 874201810A SU 4201810 A SU4201810 A SU 4201810A SU 1449664 A2 SU1449664 A2 SU 1449664A2
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- turbine
- channels
- diffuser
- stage
- axial
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относитс к энергетическому машиностроению и позвол ет уменьшить осевой размер парциальной турбины с диффузором на выходе. Диф- фузорные каналы в плоскости поперечного сечени изогнуты в сторону, противоположную направлению вращени рабочего колеса. Рабочее тело входит в каналы, где часть энергии входной скорости генерирует дополнительный теплоперепад в ступени и повышает ее КПД. 5 ил.The invention relates to power engineering and reduces the axial size of a partial turbine with a diffuser outlet. The diffuser channels in the cross-sectional plane are bent in the direction opposite to the direction of rotation of the impeller. The working fluid enters the channels, where part of the energy input speed generates an additional thermal gradient in the stage and increases its efficiency. 5 il.
Description
UDUD
ГО GO
Изобретение относитс к энергетическому магииностроению и вл етс усовершенствованием парциальной турбины по авт.св. № 907275.The invention relates to energy magic making and is an improvement on a partial turbine auth. No. 907275.
Цель изобретени - уменьшение осевого размера парциальной турбины с диффузором на выходе.The purpose of the invention is to reduce the axial size of the partial turbine with an outlet diffuser.
На фиг. 1 представлена одноступенчата парциальна турбина, продольный разрез; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - сечение Б-Б фиг. 1; на фиг. 4 - развертка на плоскости проточной части турбины; на фиг. 5 - разрез В-В на фиг. 4.FIG. 1 shows a single-stage partial turbine, longitudinal section; in fig. 2 is a section A-A in FIG. one; in fig. 3 is a section BB of FIG. one; in fig. 4 - scan on the plane of the flow part of the turbine; in fig. 5 shows a section B-B in FIG. four.
Парциальна турбина содержит паровую коробку 1, в которой установлены регулирующие клапаны 2 и сопла 3 Рабочие лопатки 4 закреплены на диске 5, установленном на валу 6, размещенном в корпусе 7 турбины. В корпусе 7 установлена диафрагма 8, в которой закреплены диффузорные каналы 9, на выходе из которых установлены обратные клапаны 10, сообш;ающие диффузорные каналы 9 с выхлопным патрубком (выхлопом), 11о Сопла 3 и рабочие лопатки 4 образуют ступень турбины. Диффузорные каналы 9 изогнуты в плоскости 12 вращени ступени (диска) 5 в сторону, противоположную вращению. Расширение диффузорных каналов 9, в основном, происходит в плоскости 12The partial turbine contains a steam box 1, in which control valves 2 and nozzles 3 are installed. The blades 4 are fixed on the disk 5 mounted on the shaft 6 placed in the turbine housing 7. A diaphragm 8 is installed in the housing 7, in which diffuser channels 9 are fixed, at the outlet of which check valves 10 are installed, connecting diffuser channels 9 with exhaust pipe (exhaust), 11о Nozzle 3 and blades 4 form a turbine stage. The diffuser channels 9 are bent in the plane 12 of the rotation of the step (disk) 5 in the direction opposite to the rotation. The expansion of the diffuser channels 9, mainly occurs in the plane 12
вращени оrotation of
Дл реализации конструкьщи многоступенчатой тзфбины (фиг. 4 и 5) с диффузорными каналами 9 на выходе из каждой ступени диффУзорные каналы 9 закрепл ютс на диафрагмах 13 и 14To implement the design of a multistage tsfbina (Fig. 4 and 5) with diffuser channels 9 at the exit from each stage diffusive channels 9 are fixed on diaphragms 13 and 14
/ /
(Риг.1(Rig.1
так, что выход из диффузорных каналов 9 каждой ступени сообщен с входом в сопла (сопловые лопатки) 15 и 16 диафрагм 13 и 14 следующих ступеней. В последней ступени диффузорные каналы 9 могут быть закреплены в корпусе 7 турбины. Между диском 5 и диффузорными каналами 9 может быть установлено уплотнение 17.so that the output of the diffuser channels 9 of each stage is connected to the entrance to the nozzles (nozzle vanes) 15 and 16 of the diaphragms 13 and 14 of the following steps. In the last stage of the diffuser channels 9 can be fixed in the housing 7 of the turbine. Between the disk 5 and the diffuser channels 9 can be installed seal 17.
При работе турбины из паровой коробки 1 рабочее тело поступает к регулирующим клапанам 2, которые управл ют впуском пара (газа) в турбину.When the turbine is operated from the steam box 1, the working fluid flows to the control valves 2, which control the steam (gas) inlet to the turbine.
В соплах 3 происходит преобразование располагаемого теплоперепада в кинетическую энергию потока рабочего тела . На рабочих лопатках 4 энерги преобразовываетс в механическую работу . Диски 5 передают вращающий момент на вал 6 турбины. На выходе из ступени стру рабочего тела входит в те диффузорные каналы 9, которые включены клапанами 2. Здесь частьIn the nozzles 3, the conversion of the available heat flow into the kinetic energy of the flow of the working fluid. On blade blades 4, energy is converted into mechanical work. The disks 5 transmit torque to the shaft 6 of the turbine. At the exit from the stage, the working fluid stream enters those diffuser channels 9 which are switched on by valves 2. Here is a part
энергии выходной скорости генерирует дополнительный теплоперепад в ступени и повышает ее КПД. Обратные клапаны 10 уменьшают вентил ционные .потери.energy output speed generates additional heat drop in the stage and increases its efficiency. Check valves 10 reduce ventilation losses.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU874201810A SU1449664A2 (en) | 1987-03-02 | 1987-03-02 | Axial-flow turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU874201810A SU1449664A2 (en) | 1987-03-02 | 1987-03-02 | Axial-flow turbine |
Related Parent Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU907275 Addition |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU1449664A2 true SU1449664A2 (en) | 1989-01-07 |
Family
ID=21288359
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU874201810A SU1449664A2 (en) | 1987-03-02 | 1987-03-02 | Axial-flow turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU1449664A2 (en) |
-
1987
- 1987-03-02 SU SU874201810A patent/SU1449664A2/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Авторское свидетельство СССР № 907275, кл. F 01 D 1/04, 1980. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4067665A (en) | Turbine booster pump system | |
GB1512993A (en) | Centrifugal compressor and gas turbine driver unit | |
US4222703A (en) | Turbine engine with induced pre-swirl at compressor inlet | |
US2809493A (en) | Centrifugal flow compressor and gas turbine power plant with a centrifugal flow compressor, toroidal combustion chamber, and centripetal flow turbine | |
CN109252900B (en) | Combined type turbine | |
US3398881A (en) | Compressor bleed device | |
US3357176A (en) | Twin spool gas turbine engine with axial and centrifugal compressors | |
Whitfield et al. | Study of incidence loss models in radial and mixed-flow turbomachinery | |
US3372906A (en) | Small volumetric flow reaction turbine | |
US2916198A (en) | Turbo-compressor apparatus | |
US2373713A (en) | Centrifugal compressor | |
US3465518A (en) | Radial outflow turboshaft engine | |
JPH03164529A (en) | Gas-turbine driving apparatus having mixed flow compressor | |
JP3926385B2 (en) | Multistage rotating fluid handling system | |
US6712588B1 (en) | Turbomachine with a vaneless rotating diffuser and nozzle | |
SU1449664A2 (en) | Axial-flow turbine | |
GB655304A (en) | Improvements in or relating to turbine cooling systems | |
US2668413A (en) | Gas turbine power plant with duplexed blading | |
GB571658A (en) | Improvements in or relating to turbines having overhung rotors | |
RU2305789C2 (en) | Gas-turbine plant | |
GB2074249A (en) | Power Plant | |
US20030185680A1 (en) | Single cascade multistage turbine | |
US4303377A (en) | Turbine-compressor ejector | |
US3079126A (en) | Turbine systems | |
US3525213A (en) | Gas turbine engine with aerodynamic torque converter drive |