RU2626285C1 - Лопаточная решетка турбомашины - Google Patents
Лопаточная решетка турбомашины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2626285C1 RU2626285C1 RU2016137623A RU2016137623A RU2626285C1 RU 2626285 C1 RU2626285 C1 RU 2626285C1 RU 2016137623 A RU2016137623 A RU 2016137623A RU 2016137623 A RU2016137623 A RU 2016137623A RU 2626285 C1 RU2626285 C1 RU 2626285C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- main
- additional
- section
- fin
- rib
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области машиностроения, может быть использовано при конструировании ступеней паровых и газовых турбин, компрессоров и направлено на повышение аэродинамической эффективности лопаточной решетки турбомашины. Лопаточная решетка турбомашины содержит лопатки, установленные между концевыми поверхностями, при этом на внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей в межлопаточных каналах выполнено оребрение. Оребрение выполнено в виде основного ребра и дополнительного ребра криволинейной формы треугольного поперечного сечения. Продольная ось основного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между соседними лопатками. Входная кромка основного ребра расположена на входном сечении межлопаточного канала, а выходная кромка основного ребра расположена на выходном сечении межлопаточного канала. Высота основного ребра выполнена линейно возрастающей от нулевого значения в области его входной кромки до значения, равного 0.08 размера хорды профиля в лопаточной решетке в области выходной кромки. Продольная ось дополнительного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между основными ребрами и спинками лопаток. Входная кромка дополнительного ребра расположена в горловом сечении, а выходная кромка дополнительного ребра расположена в направлении его продольной оси за выходным сечением межлопаточного канала на расстоянии от 0.08 до 0.1 размера хорды профиля в лопаточной решетке. Высота дополнительного ребра выполнена равной 0.08 размера хорды профиля в лопаточной решетке, а ширина основного и дополнительного ребер у основания не превышает 1 мм. Изобретение позволяет повысить аэродинамическую эффективность лопаточной решетки турбомашины за счет снижения концевых и профильных потерь. 5 ил.
Description
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при конструировании ступеней паровых и газовых турбин, компрессоров.
Известна лопаточная решетка турбомашины (авторское свидетельство SU №877086, опубл. 30.10.1981, МПК F01D 5/14), содержащая лопатки и ограничивающие концевые поверхности, на которых выполнены канавки. Кроме того, в выходной части лопаток со стороны, по крайней мере, одной из ограничивающих концевых поверхностей выполнены выемки.
Основной недостаток настоящего технического решения заключается в низкой аэродинамической эффективности лопаточной решетки, вызванной незначительным снижением концевых потерь из-за ограниченности глубины канавок вследствие конструктивных ограничений.
Известна лопаточная решетка турбомашины (авторское свидетельство SU №299658, опубл. 01.01.1971, МПК F01D 1/04), содержащая лопатки, установленные между концевыми поверхностями, на которых выполнены профилированные канавки для уменьшения концевых потерь.
Основной недостаток настоящего технического решения заключается в низкой аэродинамической эффективности лопаточной решетки, вызванной незначительным снижением концевых потерь из-за ограниченности глубины канавок вследствие конструктивных ограничений.
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемому изобретению является лопаточная решетка турбомашины (статья «Регулирующие клапаны и решетки для первых ступеней турбин с ультрасверхкритическими параметрами пара», Теплоэнергетика, 2016, №6, с. 44-52), содержащая лопатки, установленные между концевыми поверхностями. При этом на внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей в межлопаточных каналах выполнено оребрение, содержащее три криволинейных ребра треугольного поперечного сечения, выполненных параллельными средней линии лопатки. Входные и выходные кромки ребер расположены внутри межлопаточного канала на расстоянии α от его входного и выходного сечений, где α>0. Высота ребер постоянна и равна 0.08b, где b - размер хорды профиля в лопаточной решетке.
Основной недостаток настоящего технического решения заключается в низкой аэродинамической эффективности лопаточной решетки вследствие незначительного подавления парного вихря, обуславливающего концевые потери, и значительных профильных потерях, обусловленных количеством ребер, их расположением на концевых поверхностях и формой.
Техническая задача, решаемая предлагаемым изобретением, заключается в уменьшении концевых и профильных потерь.
Технический результат заключается в повышении аэродинамической эффективности лопаточной решетки турбомашины.
Это достигается тем, что лопаточная решетка турбомашины, содержащая лопатки, установленные между концевыми поверхностями, при этом на внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей в межлопаточных каналах выполнено оребрение, причем оребрение выполнено в виде основного ребра и дополнительного ребра криволинейной формы треугольного поперечного сечения, продольная ось основного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между соседними лопатками, входная кромка основного ребра расположена на входном сечении межлопаточного канала, выходная кромка основного ребра расположена на выходном сечении межлопаточного канала, высота основного ребра выполнена линейно возрастающей от нулевого значения в области его входной кромки до значения, равного 0.08b в области выходной кромки, где b - размер хорды профиля в лопаточной решетке, продольная ось дополнительного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между основными ребрами и спинками лопаток, входная кромка дополнительного ребра расположена в горловом сечении, выходная кромка дополнительного ребра расположена в направлении его продольной оси на расстоянии δ за выходным сечением межлопаточного канала, причем δ находится в диапазоне от 0.08b до 0.1b, высота дополнительного ребра выполнена равной 0.08b, ширина основного и дополнительного ребер у основания не превышает 1 мм.
Сущность заявляемого изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена лопаточная решетка турбомашины, на фиг. 2 показана схема размещения ребер в межлопаточных каналах, на фиг. 3 изображено поперечное сечение основного и дополнительного ребра, на фиг. 4 изображен продольный разрез основного ребра, а на фиг. 5 - продольный разрез дополнительного ребра.
Лопаточная решетка турбомашины содержит лопатки 1, установленные между концевыми поверхностями 2. На внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей 2 в межлопаточных каналах 3 выполнено оребрение в виде основного ребра 4 и дополнительного ребра 5 криволинейной формы треугольного поперечного сечения.
Продольная ось О1 основного ребра 4 расположена на линии, соединяющей центры окружностей 6, вписанных между соседними лопатками 1. Входная кромка основного ребра 4 расположена на входном сечении 7 межлопаточного канала 3, выходная кромка основного ребра 4 расположена на выходном сечении 8 межлопаточного канала 3. Высота основного ребра 4 выполнена линейно возрастающей от нулевого значения в области его входной кромки до значения, равного 0.08b в области выходной кромки, где b - размер хорды профиля в лопаточной решетке.
Продольная ось О2 дополнительного ребра 5 расположена на линии, соединяющей центры окружностей 9, вписанных между основными ребрами 4 и спинками лопаток 1. Входная кромка дополнительного ребра 5 расположена в горловом сечении 10, являющемся самым узким сечением межлопаточного канала 3. Выходная кромка дополнительного ребра 5 расположена в направлении его продольной оси O2 на расстоянии δ за выходным сечением 8 межлопаточного канала 3, причем δ находится в диапазоне от 0.08b до 0.1b. Высота дополнительного ребра 5 выполнена равной 0.08b. Ширина S основного 4 и дополнительного 5 ребер у основания не превышает 1 мм.
Лопаточная решетка турбомашины работает следующим образом.
В рабочем процессе газообразная среда обтекает лопатки 1. Основные ребра 4 добавляют гидравлическое сопротивление на пути потока, перетекающего в пристеночной области в нормальном к скорости основного течения направлении. В результате большие канальные вихри, зарождающиеся в области пограничного слоя, толщина которого в лопаточной решетке определяется по формуле Δ=0.08b (Дейч М.Е. Техническая газодинамика. Издательский дом МЭИ, 1961 год), разделяются на малые.
Расположение продольной оси O1 основных ребер 4 препятствует образованию дополнительных вихревых токов и отрывов потока от поверхности основных ребер 4. Линейное возрастание высоты основных ребер 4 от нулевого значения до значения, равного толщине пограничного слоя, позволяет эффективно подавлять канальный вихрь, интенсивность которого возрастает по мере прохождения потока в межлопаточном канале 3, сохраняя при этом профильные потери на низком уровне. Нулевая высота основного ребра 4 в области входной кромки обуславливает его низкое гидравлическое сопротивление. Снижение числа основных ребер 4 снижает профильные потери.
В области косого среза решетки дополнительные ребра 5 подавляют парные вихри за счет дополнительного гидравлического сопротивления на пути вторичных токов. Расположение продольной оси O2 дополнительных ребер 5 препятствует образованию дополнительных вихревых токов и отрывов потока от их поверхности. Расположение входной и выходной кромок дополнительных ребер 5 обеспечивает эффективное подавление парных вихрей, распространяющихся в области косого среза. Треугольная форма поперечного сечения, а также высота дополнительных ребер 5, равная толщине пограничного слоя в лопаточной решетке, обуславливает низкие профильные потери.
Опытным путем было установлено, что увеличение высоты основных ребер 4 и дополнительных ребер 5 свыше 0.08b приводит к тому, что часть ребер выходит за пределы пограничного слоя, что способствует резкому возрастанию профильных потерь. Увеличение расстояния δ более 0.1b способствует увеличению профильных потерь, а уменьшение δ менее 0.08b приводит к увеличению потерь со вторичными токами.
При установке основного 4 и дополнительного 5 ребер на внутренней стороне обеих концевых поверхностей 2 лопаточной решетки достигается наилучшая аэродинамическая эффективность лопаточной решетки турбомашины.
Использование изобретения позволяет повысить аэродинамическую эффективность лопаточной решетки турбомашины за счет снижения концевых и профильных потерь.
Claims (1)
- Лопаточная решетка турбомашины, содержащая лопатки, установленные между концевыми поверхностями, при этом на внутренней стороне, по меньшей мере, одной из концевых поверхностей в межлопаточных каналах выполнено оребрение, отличающаяся тем, что оребрение выполнено в виде основного ребра и дополнительного ребра криволинейной формы треугольного поперечного сечения, продольная ось основного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между соседними лопатками, входная кромка основного ребра расположена на входном сечении межлопаточного канала, выходная кромка основного ребра расположена на выходном сечении межлопаточного канала, высота основного ребра выполнена линейно возрастающей от нулевого значения в области его входной кромки до значения, равного 0.08b в области выходной кромки, где b - размер хорды профиля в лопаточной решетке, продольная ось дополнительного ребра расположена на линии, соединяющей центры окружностей, вписанных между основными ребрами и спинками лопаток, входная кромка дополнительного ребра расположена в горловом сечении, выходная кромка дополнительного ребра расположена в направлении его продольной оси на расстоянии δ за выходным сечением межлопаточного канала, причем δ находится в диапазоне от 0.08b до 0.1b, высота дополнительного ребра выполнена равной 0.08b, ширина основного и дополнительного ребер у основания не превышает 1 мм.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016137623A RU2626285C1 (ru) | 2016-09-21 | 2016-09-21 | Лопаточная решетка турбомашины |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016137623A RU2626285C1 (ru) | 2016-09-21 | 2016-09-21 | Лопаточная решетка турбомашины |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2626285C1 true RU2626285C1 (ru) | 2017-07-25 |
Family
ID=59495806
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016137623A RU2626285C1 (ru) | 2016-09-21 | 2016-09-21 | Лопаточная решетка турбомашины |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2626285C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU221803U1 (ru) * | 2023-06-30 | 2023-11-23 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Лопаточный венец газовой турбины |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2135286A1 (de) * | 1971-07-15 | 1973-01-25 | Wilhelm Prof Dr Ing Dettmering | Lauf- und leitradgitter fuer turbomaschinen |
| JPS5254808A (en) * | 1975-10-31 | 1977-05-04 | Hitachi Ltd | Blade arrangement device of fluid machine |
| SU877086A2 (ru) * | 1979-10-12 | 1981-10-30 | Харьковский Ордена Ленина Авиационный Институт Им. Н.Е.Жуковского | Лопаточна решетка турбомашины |
| DE102010033708A1 (de) * | 2010-08-06 | 2012-02-09 | Alstom Technology Ltd. | Turbinenstufe |
| US20140348660A1 (en) * | 2013-05-24 | 2014-11-27 | MTU Aero Engines AG | Blade cascade and continuous-flow machine |
-
2016
- 2016-09-21 RU RU2016137623A patent/RU2626285C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2135286A1 (de) * | 1971-07-15 | 1973-01-25 | Wilhelm Prof Dr Ing Dettmering | Lauf- und leitradgitter fuer turbomaschinen |
| JPS5254808A (en) * | 1975-10-31 | 1977-05-04 | Hitachi Ltd | Blade arrangement device of fluid machine |
| SU877086A2 (ru) * | 1979-10-12 | 1981-10-30 | Харьковский Ордена Ленина Авиационный Институт Им. Н.Е.Жуковского | Лопаточна решетка турбомашины |
| DE102010033708A1 (de) * | 2010-08-06 | 2012-02-09 | Alstom Technology Ltd. | Turbinenstufe |
| US20140348660A1 (en) * | 2013-05-24 | 2014-11-27 | MTU Aero Engines AG | Blade cascade and continuous-flow machine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU221803U1 (ru) * | 2023-06-30 | 2023-11-23 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Лопаточный венец газовой турбины |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7637720B1 (en) | Turbulator for a turbine airfoil cooling passage | |
| Han et al. | Recent studies in turbine blade internal cooling | |
| US10711619B2 (en) | Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall | |
| US20170089203A1 (en) | End wall configuration for gas turbine engine | |
| Gupta et al. | Review on Heat Transfer Augmentation Techniques: Application in Gas Turbine Blade Internal Cooling. | |
| US9039371B2 (en) | Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements | |
| US8876475B1 (en) | Turbine blade with radial cooling passage having continuous discrete turbulence air mixers | |
| EP2949865B1 (en) | Fastback vorticor pin | |
| RU2626285C1 (ru) | Лопаточная решетка турбомашины | |
| Shevchuk et al. | Validation and analysis of numerical results for a varying aspect ratio two-pass internal cooling channel | |
| Andreoli et al. | Aerothermal optimization of fully cooled turbine blade tips | |
| Parbat et al. | Numerical Study of Heat Transfer in Novel Wavy Trailing Edge Design for Gas Turbine Airfoils | |
| RU170008U1 (ru) | Лопаточная решетка осевой турбомашины | |
| Winkler et al. | Turbine endwall contouring for the reduction of endwall heat transfer using the ice formation method along with computational fluid dynamics | |
| Fu et al. | Numerical study of the effect of honeycomb tip on tip leakage flow in turbine cascade | |
| Siddique et al. | Validation and analysis of numerical results for a two-pass trapezoidal channel with different cooling configurations of trailing edge | |
| Khalatov et al. | Heat transfer and friction factor in the rib roughened blade leading edge cooling passage | |
| RU131416U1 (ru) | Охлаждаемая лопатка газовой турбины | |
| Saha et al. | Performance evaluation of a modified cross section grooved channel as turbulence promoter in internal cooling channel of a gas turbine blade | |
| Sivakumar et al. | Gas turbine blade cooling at mid-chord region by using rib turbulators–a review | |
| AU2021101294A4 (en) | Turbine blade of gas turbine engine with composite cooling structure composed of v-shaped ribs and dimples | |
| KR101919328B1 (ko) | 가스터빈 블레이드 내부 격자 냉각 방식의 냉각 성능 향상을 위한 c-가이드 구조 | |
| EP3276128A1 (en) | Coolable wall element | |
| Saha et al. | Effect of entrance geometry and rotation on heat transfer in a narrow (AR= 1: 4) rectangular internal cooling channel | |
| Siddique et al. | Improved design of internally cooled trailing edge at engine similar conditions: A conjugate heat transfer problem |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20190704 Effective date: 20190704 |