выходное устройство турбины

Формула изобретения

Выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины и закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, отличающееся тем, что оно снабжено аэродинамическими профилированными контурами, выполненными из передних и задних лопаток, размещенных между стойками со смещением относительно друг друга и средней линии контура и закрепленных в положении, при котором 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, а средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины, при этом лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное S _R=(0,03÷0,15)b₁, а по длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него в интервале (-0,05b₁<d<0,05b ₁), причем количество контуров установленных между стойками определено по зависимости: n=a/t_b, t_b=b/t=1 3, где

n - количество контуров;

а - расстояние между толстыми стойками;

t_b - густота решетки;

b - длина хорды контура;

t - расстояние между контурами;

S_R - расстояние между передней и задней лопатками;

d - смещение по длине хорды контура;

b₁ - длина хорды передней лопатки.

Описание изобретения к патенту

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.

Известно выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамически профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины, закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины.

/US № 3751909 НКИ 60/39.17 опубл. 14.08.1973 г./ /1/

Конструктивно такие стойки просты в исполнении, служат в качестве опорных силовых элементов турбины и позволяют использовать их в виде коллекторов для различных проводок в турбину и из нее.

К недостаткам турбин с такими выходными устройствами, следует отнести значительные, аэродинамические потери потока после турбины при попытке активизации и использования имеющегося энергетического потенциала последней ступени турбины.

Задача изобретения - создать выходное устройство турбины, обеспечивающее минимальные потери потока при активизации энергетического потенциала последней ступени турбины.

Ожидаемый технический результат - достижение оптимально возможного КПД последней ступени турбины при практически осевом потоке газа на выходе из турбины, повышение равномерности закрутки потока и минимизация сопротивления.

Технический результат достигается тем, что известное выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины и закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, по предложению, снабжено аэродинамическими профилированными контурами, выполненными из передних и задних лопаток, размещенных между стойками со смещением относительно друг друга и средней линии контура и закрепленных в положении, при котором средние линии входных участков контура и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси, а средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины, при этом лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное S _R=(0,03÷0,15)b₁, а по длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него в интервале (-0,05b₁<d<0,05b ₁), причем количество контуров установленных между стойками определено по зависимости: n=a/t_b, t_b=b/t=1 3, где n - количество контуров; a - расстояние между толстыми стойками; t_b - густота решетки; b - длина хорды контура; t - расстояние между контурами, S_R - расстояние между передней и задней лопатками; d - смещение по длине хорды контура; b₁ - длина хорды передней лопатки.

Сущность изобретения заключается в следующем.

Для обеспечения благоприятного обтекания потоком самих стоек, а также обтекания элементов конструкции двигателя, расположенных за затурбинным устройством по основному потоку, и течения с минимальными потерями в проточной части двигателя после затурбинного устройства, необходимо, чтобы поток газа на выходе из турбины был направлен практически вдоль продольной оси двигателя с малой окружной составляющей вектора скорости. Для этого приходится, вынуждено увеличивать угол выхода и снижать скорость потока в относительном движении на выходе из рабочего колеса последней ступени турбины.

Согласно формуле Эйлера, КПД турбины зависит от угла выхода потока. Оптимальное значение угла выхода потока составляет 20 40°. Использование этой зависимости для последней ступени турбины приводит к завышенным потерям полного давления в последующей за турбиной проточной части двигателя (форсажная камера, реактивное сопло) из-за сильной закрутки потока. Минимальные потери полного давления возможны только при осевом или близком к осевому.

Изменение угла закрутки потока после турбины осуществляется использованием профилированных стоек затурбинного устройства. Однако, определяющим геометрию стоек и их число являются не газодинамические параметры основного потока (их влияние на параметры не значительно), а параметры прочности и работоспособности стойки турбины. Через полые аэродинамически профилированные стойки в конструкции затурбинных устройств, проходят технологические трубопроводы, передающие турбине технологические среды. Для технического обслуживания турбины и размещения необходимого числа проводок в турбину и из нее достаточно М=10-15 профилированных толстых стоек, что является недостаточным для поворота потока. Расстояние между толстыми стойками определяется как, а=2 R/М, где R - средний радиус турбины. Поворот потока на необходимый угол с минимальными потерями полного давления, можно получить путем добавления тонких дополнительных промежуточных профилированных лопаток (толщина лопаток значительно меньше, чем толщина основных стоек), установленных попарно друг за другом. Каждая пара лопаток образует аэродинамический контур. Лопатки в аэродинамическом контуре образуют перекрытие по фронту и по оси затурбинного устройства таким образом, что размеры щели между передней и задней лопатками составляют S_R=(0,03÷0,15)b ₁, а перекрытие по оси затурбинного устройства d=(-0,05÷+0,05)b ₁, где b₁ - длина хорды передней лопатки. При указанных параметрах щели имеет место интерференция потоков, обтекающих каждую решетку: в результате перекрытия решеток образуются щелевые каналы между соседними профилями передних и задних лопаток, струя, вытекающая из щелевого канала воздействует на обтекание профиля задней лопатки, что позволяет увеличить угол безотрывного поворота потока в межлопаточном канале. При значениях S_R больше 0,15b₁ и значениях d меньше -0,05b₁ лопатки в контуре обтекаются как одиночные профили и взаимного влияния не наблюдается. При значениях S_R меньше 0,03b ₁ и значениях d больше +0,05b₁ значительно возрастает сопротивление потоку в щели и воздействие на обтекание задней лопатки пропадает, что приводит к отрыву потока от профиля задней лопатки и к росту сопротивления потоку, следовательно, к увеличению потерь полного давления в затурбинном устройстве. Число лопаток установленных между стойками, при которых поток гарантированно направляется вдоль продольной оси турбины, определяется из условия загроможденности тракта и по заявленным формулам.

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.

На фиг.3 показан зазор между лопатками аэродинамического контура.

Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки 1 и аэродинамические контуры 2, выполненные из передних 3 и задних 4 лопаток, корпуса 5, размещенные в проточной части 6 за рабочим колесом последней ступени турбины 7 с рабочими лопатками 8. Выходные участки средней линии 9 профилированной стойки 1 и средней линии 10 аэродинамического контура 2 направлены вдоль продольной оси турбины 11, а входные участки средних линий 9 и 10 повернуты к продольной оси 11 турбины на угол ₁=20-40° в сторону вращения рабочего колеса 7 последней ступени турбины. Лопатки 3 и 4 аэродинамического контура установлены относительно друг друга с зазором (фиг.3) таким образом, что в результате перекрытия профилей образуются щелевые каналы 12.

При работе последнего колеса 7 турбины поток с рабочих лопаток 8 выходит с относительной средней скоростью w₂ под углом ₂ к фронту решетки из стоек 1 и аэродинамического контура 2. С учетом скорости вращения колеса 7 на выходе u ₂ абсолютная скорость потока будет равна c₂ с углом ₂ (фиг.2). Окружная составляющая скорости будет равна c_u2=c₂·cos ₂. Если эта компонента будет отрицательной по отношению к направлению вращения, то при прочих равных условиях она будет давать приращение мощности N ступени, вычисляемой по формуле Эйлера:

N=m₁u₁c _u1-m₂u₂c_u2,

где m₁ и m₂ - расходы массы газа на входе и выходе из колеса; u₁ и u₂ - окружная скорость вращения колеса на входе и выходе потока из колеса; c_u1 и c_u2 - окружные составляющие абсолютных скоростей на входе и выходе потока из колеса.

Для организации безударного натекания потока на основные полые стойки 1 и аэродинамический контур 2 необходимо обеспечить ₁=90°- ₂ или 20-40°. На участке проточной части 6 канала, образованного основными полыми стойками 1 и аэродинамическим контуром 2 поток поворачивается на угол близкий к 0° от оси турбины. Часть газа основного потока проходит через щель 12, образованную передней 3 и задней 4 лопатками аэродинамического контура 2, и, воздействуя на основной поток в районе задней лопатки 3, препятствует отрыву потока с ее поверхностей. Данный эффект воздействия струи из щели 12 на основной поток позволяет увеличить угол поворота потока при минимальном загромождении проточной части.

Использование изобретения позволяет повысить КПД последней ступени турбины до 2% при практически осевом потоке газа на выходе из турбины и до минимума исключить закрутки выходящего потока оптимизировать сопротивление тракта.