RU2614946C2 - Jet-reactive turbine - Google Patents
Jet-reactive turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2614946C2 RU2614946C2 RU2015124654A RU2015124654A RU2614946C2 RU 2614946 C2 RU2614946 C2 RU 2614946C2 RU 2015124654 A RU2015124654 A RU 2015124654A RU 2015124654 A RU2015124654 A RU 2015124654A RU 2614946 C2 RU2614946 C2 RU 2614946C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- section
- jet
- nozzle
- inlet
- cross
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к турбостроению (пневматические, паровые и газовые турбины и турбодетандеры малой мощности до 500 кВт), а более конкретно струйно-реактивной турбине, и может быть использовано в качестве силового ведущего элемента в приводах различного назначения, в частности в приводах паровых турбогенераторов, в качестве воздушных и газовых турбодетандеров, приводах запорной и регулирующей трубопроводной арматуры, устанавливаемой в технологических системах добычи, транспорта и переработки нефтегазовой промышленности.The invention relates to turbine construction (pneumatic, steam and gas turbines and low-power turbine expanders up to 500 kW), and more particularly a jet-reactive turbine, and can be used as a power driving element in drives for various purposes, in particular in drives of steam turbogenerators, quality of air and gas turboexpander, actuators of shutoff and control valves, installed in technological systems of production, transportation and processing of the oil and gas industry.
Известны различные типы пневматических и газовых лопаточных турбин: осевые, радиальные и радиально-осевые [О.Н. Емин, С.П. Зарицкий «Воздушные и газовые турбины с одиночными соплами». М., «Машиностроение», 1975 г., 216 с. С. 14, 15, рис. 17 и рис. 18]. Эти турбины содержат корпус, в котором на опорах установлен ротор, выполненный в виде вала с, по меньшей мере, одним рабочим колесом, на котором установлены рабочие лопатки. В корпусе установлено подводящее устройство, подающее рабочее тело (жидкость, газ) на рабочие лопатки. Подводящее устройство может быть выполнено или в виде направляющих лопаточных решеток, или в виде подводящих (питающих) сопел. За рабочим колесом в направлении движения рабочего тела установлено выхлопное устройство, которое представляет собой диффузор (лопаточный или безлопаточный).Various types of pneumatic and gas blade turbines are known: axial, radial and radial-axial [О.N. Emin, S.P. Zaritsky "Air and gas turbines with single nozzles." M., "Engineering", 1975, 216 S. S. 14, 15, fig. 17 and fig. eighteen]. These turbines contain a housing in which a rotor is mounted on the supports, made in the form of a shaft with at least one impeller, on which the rotor blades are mounted. A supply device is installed in the housing supplying the working fluid (liquid, gas) to the working blades. The inlet device can be made either in the form of guide vanes or in the form of inlet (supply) nozzles. An exhaust device is installed behind the impeller in the direction of movement of the working fluid, which is a diffuser (scapular or bezlopatochny).
Известные турбины обеспечивают преобразование энергии (потенциальной) рабочего тела в механическую работу на валу ротора путем изменения направления течения и расширения рабочего тела. При этом достигаются достаточно высокие выходные характеристики этих турбин, не уступающие характеристикам двигателей других известных типов.Known turbines provide the conversion of energy (potential) of the working fluid into mechanical work on the rotor shaft by changing the direction of flow and expansion of the working fluid. In this case, sufficiently high output characteristics of these turbines are achieved, not inferior to the characteristics of engines of other known types.
Однако данные турбины характеризуются значительной трудоемкостью изготовления вследствие сложной пространственной формы рабочих и направляющих лопаток и требований к точности изготовления (малые зазоры между лопатками рабочего колеса и корпуса, точность взаимного расположения направляющих лопаток или подводящих сопел и лопаток рабочего колеса). Кроме того, конструкция известных турбин значительно усложняется при большом располагаемом давлении рабочего тела (при большом располагаемом перепаде энтальпий) вследствие необходимости выполнения их многоступенчатыми с целью обеспечения снижения потерь кинетической энергии с выходной скоростью. При работе на влажном и/или загрязненном рабочем теле вследствие эрозионного износа лопаток и загрязнения, а при низких температурах рабочего тела их обледенения и забивания льдом межлопаточных каналов значительно снижается надежность работы и ресурс данных турбин. Сравнительно большие величины моментов инерции ротора, особенно многоступенчатых турбин, обуславливают ухудшение динамических характеристик, что приводит к усложнению систем управления, а в некоторых случаях вообще к невозможности применения данных турбин в качестве исполнительного звена этих систем. Кроме того, необходимость обеспечения реверса этих турбин также приводит к значительному усложнению их конструкции.However, these turbines are characterized by significant manufacturing complexity due to the complex spatial shape of the working and guide vanes and requirements for manufacturing accuracy (small gaps between the blades of the impeller and the housing, the accuracy of the relative position of the guide vanes or inlet nozzles and impeller vanes). In addition, the design of known turbines is much more complicated with a large available pressure of the working fluid (with a large available differential of enthalpies) due to the need to perform them multi-stage in order to reduce the loss of kinetic energy with an output speed. When working on a wet and / or contaminated working fluid due to erosive wear of the blades and contamination, and at low temperatures of the working fluid icing and clogging of the interscapular canals with ice, the reliability and resource of these turbines are significantly reduced. The relatively large values of the moments of inertia of the rotor, especially multistage turbines, lead to a deterioration in dynamic characteristics, which complicates control systems, and in some cases generally makes it impossible to use these turbines as an executive link in these systems. In addition, the need to ensure the reverse of these turbines also leads to a significant complication of their design.
Известны струйно-реактивные турбины [RU №2131065, F15B 9/03, 1999; DE 3507795 Al, F01D 1/34, 1985, Фиг. 1, 2], содержащие ротор в виде установленного на подшипниках вала с рабочим колесом и уплотнительное подводящее устройство, причем рабочее колесо выполнено в первом случае (RU 2131065) в виде сегнерова колеса, т.е. в виде, по меньшей мере, одного консольно и радиально закрепленного на валу патрубка с тяговым соплом на свободном конце, ориентированным тангенциально, или во втором случае (DE 3507795) в виде полого диска (барабана) также, по меньшей мере, с одним тяговым соплом на его периферии, при этом тяговое сопло (сопла) сообщено газовым трактом с уплотнительным устройством, подводящим рабочее тело (газ, жидкость) в тракт вращающегося ротора, выполненным в первом случае (RU 2131065) в виде бесконтактного радиального щелевого уплотнения, а во втором случае (DE 3507795) в виде контактного радиального уплотнения.Known jet turbines [RU No. 2131065, F15B 9/03, 1999; DE 3507795 Al, F01D 1/34, 1985, FIG. 1, 2], comprising a rotor in the form of a shaft mounted on bearings with an impeller and a sealing supply device, the impeller being made in the first case (RU 2131065) in the form of a Segner wheel, i.e. in the form of at least one nozzle cantilever and radially mounted on the shaft with a traction nozzle at the free end oriented tangentially, or in the second case (DE 3507795) in the form of a hollow disk (drum) also with at least one traction nozzle on its periphery, while the traction nozzle (s) are communicated by a gas path with a sealing device supplying a working fluid (gas, liquid) to the path of the rotating rotor, made in the first case (RU 2131065) in the form of a non-contact radial gap seal, and in the second case (DE 3507795) in the form of a contact radial seal.
Известные струйно-реактивные турбины являются безлопаточными, в которых крутящий момент на валу и соответственно механическая работа на нем создаются путем преобразования располагаемой потенциальной энергии (располагаемой полной энтальпии) рабочего тела в процессе его расширения в тяговом сопле в кинетическую энергию струи, истекающей из тягового сопла, что приводит к непосредственному созданию на плече относительно оси вала тангенциально направленной реактивной силы тяги.Known jet-jet turbines are runless, in which the torque on the shaft and, accordingly, the mechanical work on it are created by converting the available potential energy (available full enthalpy) of the working fluid during its expansion in the traction nozzle into the kinetic energy of the jet flowing out of the traction nozzle, which leads to the direct creation of a tangentially directed reactive thrust on the shoulder relative to the shaft axis.
По сравнению с лопаточными турбинами известные струйно-реактивные турбины обладают как рядом преимуществ, так и рядом существенных недостатков, сдерживающих их развитие и широкое применение.Compared to blade turbines, known jet-reactive turbines have both a number of advantages and a number of significant drawbacks that inhibit their development and widespread use.
К основным преимуществам струйно-реактивных турбин относятся:The main advantages of jet-jet turbines include:
- простота конструкции ротора и, следовательно, низкая трудоемкость его изготовления вследствие отсутствия сложных лопаточных аппаратов и гарантированных зазоров;- the simplicity of the design of the rotor and, therefore, the low complexity of its manufacture due to the lack of complex vanes and guaranteed clearances;
- высокие показатели надежности работы и ресурса, особенно в экстремальных условиях эксплуатации при работе на неподготовленном рабочем теле (загрязненном, влажном и низкотемпературном газе) или влажном паре, что обусловлено безлопаточным газовым трактом (проточной частью), практически неподверженном эрозионно-гидроабразивному износу, загрязнению и обледенению его элементов, так как отсутствует высокоскоростное лобовое натекание на поверхности элементов тракта (на лопатки). В этих турбинах значительное повышение скорости потока до сверхзвуковых величин и, соответственно, снижение температуры газа (пара) и выпадение из него влаги происходит только, начиная с критического сечения сопла, где толщина пограничного слоя близка к нулю и капли влаги сдуваются с поверхности высокоскоростным потоком, исключая загидрачивание или обледенение;- high rates of reliability and resource, especially in extreme operating conditions when working on an unprepared working fluid (contaminated, moist and low temperature gas) or wet steam, which is caused by a bezel-less gas path (flow part), which is practically not subject to erosion-hydroabrasive wear, pollution and icing of its elements, since there is no high-speed frontal leakage on the surface of the tract elements (on the shoulder blades). In these turbines, a significant increase in the flow velocity to supersonic values and, consequently, a decrease in the temperature of the gas (vapor) and moisture from it occurs only starting from the critical section of the nozzle, where the thickness of the boundary layer is close to zero and moisture drops are blown off the surface by a high-speed flow, excluding hydration or icing;
- простота системы подготовки и подачи рабочего тела на турбину благодаря существенному снижению требований по очистке, осушке и подогреву рабочего тела или даже полному их отсутствию;- simplicity of the preparation and supply of the working fluid to the turbine due to a significant reduction in the requirements for cleaning, drying and heating of the working fluid or even their complete absence;
- простота эксплуатации, так как практически не требуется проведение регламентно-ремонтных работ по очистке и восстановлению элементов газового тракта и его уплотнений, а также по обслуживанию системы подготовки рабочего тела;- ease of operation, as routine repair work is not required to clean and restore the elements of the gas path and its seals, as well as to maintain the working fluid preparation system;
- потенциальная возможность достижения сравнительно высоких выходных характеристик в диапазоне малых мощностей (зависимостей коэффициента полезного действия (КПД), мощности и крутящего момента от относительной скорости колеса) при срабатывании в одной ступени больших перепадов энтальпий, что обусловлено простотой и эффективностью термогазодинамического процесса расширения рабочего тела и своеобразной кинематикой ступени, при этом первый фактор связан с отсутствием, как это имеет место в лопаточных турбинах, высокоскоростного обтекания лопаток и поворотом на них потока с вихреобразованием, а также перетоков рабочего тела по зазорам, что сопровождается потерями энергии (полного давления), т.е. процесс течения и расширения существенно отличается от изоэнтропийного. В струйно-реактивной турбине до тягового сопла поток движется сравнительно с небольшой скоростью и, следовательно, потери энергии на большей части тракта незначительны. Только на участке тягового сопла происходит расширение и разгон потока с его истечением из сопла обычно со сверхзвуковой скоростью. Причем течение по соплу прямолинейное и, как правило, без возникновения отрывов потока и скачков уплотнения, что обуславливает низкие потери энергии по соплу, а процесс течения близок к изоэнтропийному. При этом кпд процесса расширения (адиабатный или политропный) определяется степенью отклонения процесса от изоэнтропийного, которая выражается коэффициентом скорости сопла- the potential possibility of achieving relatively high output characteristics in the range of low powers (dependences of the coefficient of efficiency (efficiency), power and torque on the relative speed of the wheel) when large enthalpy drops are triggered in one stage, which is due to the simplicity and efficiency of the thermogasdynamic process of expansion of the working fluid and a kind of kinematics of the stage, while the first factor is associated with the absence, as is the case in blade turbines, of a high-speed flow of blades and turning the flow with vortexing on them, as well as the flows of the working fluid through the gaps, which is accompanied by energy losses (total pressure), i.e. the process of flow and expansion differs significantly from isentropic. In a jet-jet turbine, up to the traction nozzle, the flow moves at a relatively low speed and, consequently, the energy loss in most of the tract is negligible. Only in the section of the traction nozzle does expansion and acceleration of the flow occur with its outflow from the nozzle, usually at a supersonic speed. Moreover, the flow through the nozzle is straight-line and, as a rule, without occurrence of flow breaks and shock waves, which leads to low energy losses through the nozzle, and the flow process is close to isentropic. In this case, the efficiency of the expansion process (adiabatic or polytropic) is determined by the degree of deviation of the process from isentropic, which is expressed by the nozzle velocity coefficient
где C1 - фактическая скорость истечения из сопла;where C 1 is the actual velocity of the outflow from the nozzle;
C1t - скорость истечения, соответствующая изоэнтропийному процессу.C 1t is the flow rate corresponding to the isentropic process.
КПД процесса расширения в соплеEfficiency of the expansion process in the nozzle
где h - полезная удельная работа (разность энтальпий) процесса расширения;where h is the useful specific work (enthalpy difference) of the expansion process;
h1t - удельная работа (разность энтальпий), соответствующая изоэнтропийному процессу.h 1t is the specific work (enthalpy difference) corresponding to the isoentropic process.
В связи с тем что в соплах обычно реализуется течение без отрывов и скачков уплотнения, коэффициент скорости достигает значений ϕ=0,99 для профилированных сопел и ϕ=0,96-0,98 для непрофилированных конических сопел, то, соответственно, и кпд процесса расширения достигает высоких значений. кпд известной струйно-реактивной турбины может быть выражен также через тяговый кпд сопла, который пропорционален квадрату эффективной скорости истечения (удельному импульсу сопла) или квадрату удельной тяги Р сопла, являющейся отношением тяги Р (в кГс) к расходу G (в кг/с), т.е. Р=P/G. С ростом давления рабочего тела перед соплом указанные удельные параметры сопла возрастают.Due to the fact that the nozzle usually flows without tearing and shock waves, the velocity coefficient reaches ϕ = 0.99 for profiled nozzles and ϕ = 0.96-0.98 for non-profiled conical nozzles, and, accordingly, the process efficiency expansion reaches high values. The efficiency of a known jet-jet turbine can also be expressed through the nozzle traction efficiency, which is proportional to the square of the effective flow rate (specific nozzle momentum) or the square of the specific nozzle thrust P, which is the ratio of the thrust P (in kgf) to the flow rate G (in kg / s) , i.e. P = P / G. With increasing pressure of the working fluid in front of the nozzle, the specified specific parameters of the nozzle increase.
Другой фактор, вытекающий из кинематики потока струйно-реактивной турбины на окружности ее рабочего колеса (на выходе из тягового сопла), обуславливает более низкие потери кинетической энергии с выходной скоростью по сравнению с лопаточными турбинами. Потери кинетической энергииAnother factor arising from the kinematics of the jet-jet turbine flow around the circumference of its impeller (at the outlet of the traction nozzle) causes lower kinetic energy losses at the output speed compared to blade turbines. Kinetic energy loss
где C - абсолютная скорость потока на выходе (на окружности) рабочего колесаwhere C is the absolute flow velocity at the outlet (on the circumference) of the impeller
где W - относительная скорость потока на окружности рабочего колеса (скорость истечения из тягового сопла);where W is the relative flow velocity on the circumference of the impeller (flow rate from the traction nozzle);
U - линейная окружная скорость рабочего колеса на его периферии.U is the linear peripheral speed of the impeller at its periphery.
При одинаковых условиях, т.е. при равенстве относительных и окружных скоростей, абсолютная скорость потока на выходе из рабочего колеса струйно-реактивной турбины всегда меньше, чем у лопаточной. Это вытекает из того, что у лопаточной турбины абсолютная скорость определяется векторным треугольником (вектор относительной скорости всегда направлен под углом к вектору окружной скорости), в то время как у струйно-реактивной турбины эти векторы колинеарны (лежат на одной прямой).Under the same conditions, i.e. with equal relative and peripheral velocities, the absolute flow rate at the exit of the impeller of a jet-jet turbine is always less than that of a blade one. This follows from the fact that in a blade turbine the absolute speed is determined by a vector triangle (the relative speed vector is always directed at an angle to the peripheral speed vector), while in a jet-jet turbine these vectors are colinear (lie on one straight line).
Сравнительно низкая величина потерь кинетической энергии в струйно-реактивной турбине обуславливает достаточную ее эффективность в одноступенчатом исполнении даже при высоких перепадах энтальпии на ступени:The relatively low value of the kinetic energy loss in a jet-jet turbine determines its sufficient efficiency in a single-stage design even at high enthalpy drops at the stage:
- широкий диапазон рабочих режимов по давлению рабочего тела;- a wide range of operating modes for the pressure of the working fluid;
- малые масса и габариты, что обусловлено сосредоточенным течением потока в простой одноступенчатой конструкции без направляющих лопаточных аппаратов и выходных диффузоров;- small mass and dimensions, due to the concentrated flow in a simple single-stage design without guide vanes and output diffusers;
- хорошие динамические характеристики (низкое значение постоянной времени) малого момента инерции ротора, особенно при исполнении с сегнеровым рабочим колесом, что обуславливает возможность широкого применения струйно-реактивной турбины в приводах исполнительных механизмов систем регулирования, в том числе следящих.- good dynamic characteristics (low value of the time constant) of a small moment of inertia of the rotor, especially when performed with a segner impeller, which makes it possible to widely use jet-jet turbines in the drives of actuators of control systems, including servo ones.
К основным недостаткам известных струйно-реактивных турбин относятся:The main disadvantages of the known jet-jet turbines include:
- сравнительно высокие величины потерь энергии в струйно-реактивных турбинах с сегнеровым рабочим колесом на аэродинамическое сопротивление окружающей среды вращению сопловых непрофилированных трубок-плеч (круглого поперечного сечения), а также на имеющий место центробежный компрессорный эффект;- relatively high energy losses in jet-jet turbines with a segner impeller due to the aerodynamic resistance of the environment to the rotation of unshaped nozzle tubes-arms (circular cross section), as well as to the centrifugal compressor effect;
- сложность подвода рабочего тела в газовый тракт вращающегося ротора.- the difficulty of supplying a working fluid to the gas path of a rotating rotor.
Данный недостаток является определяющим и сдерживающим развитие струйно-реактивных турбин с реализацией их основного преимущества - высокой надежности безлопаточной конструкции в экстремальных условиях работы на загрязненном и влажном рабочем теле. При этом контактные уплотнительные подводящие устройства сами подвержены интенсивному износу, особенно при больших скоростях вращения вала, загрязнению и примерзанию при низких температурах (в турбодетандерах). Бесконтактные щелевые и лабиринтные уплотнения, кроме этого, обуславливают снижение выходных характеристик из-за протечек через них рабочего тела.This drawback is the determining and constraining development of jet-jet turbines with the realization of their main advantage - the high reliability of the bezlopatnoy design in extreme working conditions on a contaminated and wet working fluid. In this case, the contact sealing supply devices themselves are subject to intense wear, especially at high speeds of rotation of the shaft, pollution and freezing at low temperatures (in turboexpander). Non-contact gap and labyrinth seals, in addition, cause a decrease in output characteristics due to leaks through them of the working fluid.
Известна струйно-реактивная турбина [FR-A-994337, F01D 25/043, 1951], содержащая ротор в виде установленного на подшипниках полого вала с рабочим сегнеровым колесом с радиальными патрубками - плечами, на свободных концах которых имеются направляющие лопатки для поворота выходящего из патрубков потока в тангенциальном направлении, и бесконтактного эжекторного устройства подвода рабочего тела в полый вал вращающегося ротора и далее в патрубки рабочего сегнерова колеса. Причем эжекторное подводящее устройство выполнено в виде дозвукового (сужающегося) активного (подводящего) сопла, установленного соосно валу с осевым зазором и сообщенного с источником активного рабочего тела подводящим трубопроводом с запорно-регулирующим органом, и пассивного сужающегося сопла и следующей за ним по потоку расширяющейся камерой смешения, выполненных в виде единой втулки, установленной в валу.Known jet-jet turbine [FR-A-994337, F01D 25/043, 1951], comprising a rotor in the form of a hollow shaft mounted on bearings with a working segner wheel with radial nozzles — shoulders, on the free ends of which there are guide vanes for turning out flow nozzles in the tangential direction, and a contactless ejector device for supplying the working fluid to the hollow shaft of the rotating rotor and further into the nozzles of the working segner wheel. Moreover, the ejector supply device is made in the form of a subsonic (tapering) active (supply) nozzle mounted coaxially to the shaft with an axial clearance and communicated with the source of the active working fluid by a supply pipe with a shut-off and regulating body, and a passive tapering nozzle and an expanding chamber following it in flow mixing, made in the form of a single sleeve mounted in the shaft.
В известной струйно-реактивной турбине обеспечивается бесконтактный подвод рабочего тела в газовый тракт вращающегося ротора не только без его утечки, но еще и с дополнительным подсосом вторичного рабочего тела из окружающей среды за счет эжектирования, что является частным преимуществом по сравнению с рассмотренными выше струйно-реактивными турбинами.In the known jet-reactive turbine, a contactless supply of a working fluid to the gas path of a rotating rotor is provided, not only without leakage, but also with an additional suction of the secondary working fluid from the environment due to ejection, which is a particular advantage over the jet-reactive ones discussed above. turbines.
Однако эжектирование вторичного рабочего тела обычно сопровождается значительными потерями энергии (полного давления) при смешении потоков, поэтому термогазодинамический процесс в данной турбине может быть достаточно эффективным только при сравнительно низких давлениях активного рабочего тела, что сужает область применения известной струйно-реактивной турбины по давлению рабочего тела. Кроме того, отсутствие тяговых сопел в их классическом понимании (заменены направляющими лопатками) не позволяет в полной мере использовать оставшуюся энтальпию рабочего тела на выходе из рабочего колеса. К тому же подсос вторичного рабочего тела и получаемое при этом низкое давление смешанных потоков приводит к необходимости значительного увеличения проходных сечений газового тракта ротора, что ухудшает массогабаритные показатели конструкции, а также соответственно приводит к возрастанию потерь на аэродинамическое сопротивление вращению рабочего колеса и потерь на центробежный компрессорный эффект, связанный с кориолисовыми силами. Регулирование режима работы турбины посредством запорно-регулирующего органа (клапана), установленного на подводящем трубопроводе, сопровождается дросселированием активного рабочего тела, т.е. с потерей его энергии еще до входа в турбину, что также снижает ее эффективность.However, the ejection of the secondary working fluid is usually accompanied by significant losses of energy (full pressure) when the flows are mixed, therefore, the thermogasdynamic process in this turbine can be quite effective only at relatively low pressures of the active working fluid, which narrows the scope of the known jet-reactive turbine in terms of working fluid pressure . In addition, the lack of traction nozzles in their classical sense (replaced by guide vanes) does not allow the full use of the remaining enthalpy of the working fluid at the exit of the impeller. In addition, the suction of the secondary working fluid and the resulting low pressure of the mixed flows leads to the need for a significant increase in the flow cross sections of the gas path of the rotor, which worsens the overall dimensions of the structure, and also leads to an increase in aerodynamic drag on the impeller rotation and losses on the centrifugal compressor effect associated with Coriolis forces. Regulation of the turbine operating mode by means of a shut-off-regulating body (valve) installed on the supply pipe is accompanied by throttling of the active working fluid, i.e. with the loss of its energy even before entering the turbine, which also reduces its efficiency.
Наиболее близкой к заявляемому изобретению является струйно-реактивная турбина [SU №1829521 A1, F02C 3/00, 1999], содержащая ротор, выполненный в виде вала, по меньшей мере, с одним осевым каналом и, по меньшей мере, с одним рабочим колесом, имеющим на периферии, по меньшей мере, одно тяговое сопло, сообщенное с торцевым входом осевого канала непрерывным газовым трактом, и, по меньшей мере, одно бесконтактное газодинамическое уплотнительное подводящее устройство, выполненное в виде недорасширенного сверхзвукового подводящего сопла, установленного соосно валу с осевым зазором между поперечным сечением по его срезу и поперечным сечением по торцевому входу в осевой канал вала.Closest to the claimed invention is a jet-jet turbine [SU No. 1829521 A1,
В известной турбине за счет газодинамического запирания осевого канала вала истекающей из подводящего сопла сверхзвуковой недорасширенной струей, основанного на невозможности распространения слабых возмущений (волны давления) против сверхзвукового потока, так как они распространяются со скоростью звука, утечки рабочего тела через осевой зазор значительно уменьшаются, что соответственно приводит к значительному снижению потерь кпд турбины вследствие этого фактора. При этом в отличие от турбины с эжекторным подводом рабочего тела здесь не имеется потерь энергии на смешение потоков и обеспечивается достаточно эффективная работа турбины на высоком давлении рабочего тела, а преимущество бесконтактного подвода рабочего тела, обуславливающее высокую надежность работы турбины на загрязненном и влажном рабочем теле, здесь сохраняются.In a known turbine, due to gas-dynamic locking of the axial channel of the shaft, the supersonic underexpanded jet flowing from the inlet nozzle is based on the impossibility of the propagation of weak perturbations (pressure waves) against the supersonic flow, since they propagate with the speed of sound, leakage of the working fluid through the axial clearance is significantly reduced, which accordingly, it leads to a significant reduction in turbine efficiency losses due to this factor. In this case, unlike a turbine with an ejector supply of a working fluid, there is no energy loss due to mixing of flows and a sufficiently efficient operation of the turbine at high pressure of the working fluid is provided, and the advantage of a non-contact supply of the working fluid, which ensures high reliability of the turbine on a dirty and wet working fluid, saved here.
Однако, вместе с этим, в известной турбине проявляется недостаток, приводящий к снижению ее кпд, хотя и в меньшей степени, чем это имеет место у турбины с эжекторным подводом. Причиной этого недостатка является значительная потеря полного давления (энергии) на скачке уплотнения, которым сопровождается переход скорости газового потока со сверхзвуковой на дозвуковую в осевом канале вала или другом месте газового тракта ротора, что зависит от соотношения площадей критических (минимальных) сечений тягового и подводящего сопел. При этом чем больше скорость сверхзвукового потока, тем большей интенсивности скачок уплотнения и тем большие потери энергии на нем. Требования к конструктивному исполнению турбины, связанные с технологичностью и необходимостью снижения гидравлических потерь по газовому тракту ротора, приводят к значительным величинам разницы или соотношения площадей сечения газового тракта ротора и соответственно осевого канала вала и критического сечения подводящего сопла, что и обуславливает разгон потока до больших сверхзвуковых скоростей при его входе в осевой канал вала (коэффициент скорости - λ в реальной конструкции турбины достигает значений 1,6 и более, где 
В основу изобретения поставлена задача создания путем изменения конструкции струйно-реактивной турбины, которая значительно снизила бы потери энергии (полного давления) и тем самым повысила бы кпд турбины, при снижении требований к конструктивно-технологическому ее исполнению, а также сравнительно повысила бы ее надежность работы на загрязненном и/или влажном рабочем теле.The basis of the invention is the task of creating, by changing the design of a jet-jet turbine, which would significantly reduce energy loss (full pressure) and thereby increase the efficiency of the turbine, while reducing the requirements for its structural and technological performance, and would also comparatively increase its reliability on a contaminated and / or wet working fluid.
Поставленная задача решается тем, что в струйно-реактивной турбине, содержащей ротор, выполненный в виде вала, по меньшей мере, с одним осевым каналом и, по меньшей мере, с одним рабочим колесом, имеющим на периферии, по меньшей мере, одно тяговое сопло, сообщенное с торцевым входом осевого канала газовым трактом, и, по меньшей мере, одно уплотнительное газодинамическое подводящее устройство, выполненное в виде недорасширенного подводящего сопла, установленного соосно валу с осевым зазором 8 между сечением по его срезу и сечением по торцевому входу вала, согласно изобретению, питающее сопло выполнено с аксиально расположенным в его корпусе центральным телом, выходная часть которого выполнена с конусообразной поверхностью, сходящейся по направлению потока рабочего тела, внутренняя поверхность корпуса выполнена на выходе также конусообразной, сходящейся по потоку непосредственно до сечения среза, причем корпус расположен по отношению к сечению торцевого входа вала с осевым зазором δ, удовлетворяющим условию:The problem is solved in that in a jet-jet turbine containing a rotor made in the form of a shaft with at least one axial channel and at least one impeller having at least one traction nozzle on the periphery communicated with the end input of the axial channel by the gas path, and at least one gas-dynamic sealing supply device made in the form of an underexpanded supply nozzle mounted coaxially to the shaft with an axial clearance of 8 between the section along its section and the section along the end at the shaft inlet, according to the invention, the feed nozzle is made with a central body axially located in its body, the output part of which is made with a cone-shaped surface converging in the direction of flow of the working fluid, the inner surface of the body is also conical at the outlet, converging in the flow directly to the cut section moreover, the housing is located in relation to the cross section of the shaft end inlet with an axial clearance δ satisfying the condition:
где δmax - максимальная величина осевого зазора, соответствующая касанию внешнего поверхности сверхзвуковой струи внутренней кольцевой кромки в сечение торцевого входа;where δ max - the maximum value of the axial clearance corresponding to the contact of the outer surface of the supersonic jet of the inner annular edge into the section of the end entrance;
R3-3 - радиус поперечного сечения среза подводящего сопла;R 3-3 is the radius of the cross section of the cut of the inlet nozzle;
R4-4 - радиус поперечного сечения торцевого входа, величина которого меньше радиуса R10-10 максимального поперечного сечения расширяющейся сверхзвуковой струи;R 4-4 is the radius of the cross section of the end entrance, the value of which is less than the radius R 10-10 of the maximum cross section of the expanding supersonic jet;
γ6 - угол полураствора образующей конической поверхности, касательной к сходящейся поверхности тракта на выходе из подводящего сопла в поперечном сечении его среза;γ6 is the half-angle of the generatrix of the conical surface tangent to the converging surface of the tract at the exit of the supply nozzle in the cross section of its cut;
γ7 - угол поворота образующей внешней поверхности струи на кромке среза подводящего сопла.γ7 is the angle of rotation of the generatrix of the outer surface of the jet at the cutting edge of the inlet nozzle.
Центральное тело может быть выполнено подвижным в осевом направлении.The central body can be made movable in the axial direction.
Подводящее устройство может быть снабжено расположенным в осевом канале вала за торцевым входом заходным участком, сужающимся по направлению потока до минимального сечения, и диффузором, расположенным за заходным участком по потоку.The supply device can be equipped with an inlet section located in the axial channel of the shaft behind the end input, tapering in the direction of flow to a minimum section, and a diffuser located downstream of the inlet section.
Заходной участок и диффузор могут быть выполнены в виде быстросъемной втулки.The approach section and the diffuser can be made in the form of a quick-detachable sleeve.
Конусообразные поверхности заходного участка и центрального тела могут совместно образовывать участок газового тракта, близкий к равнопроходному по его длине.The conical surfaces of the entry portion and the central body can together form a portion of the gas path that is close to equal in length along its length.
Тяговые сопла, сообщенные газовым трактом с соответствующим подводящим соплом, могут быть выполнены с суммарной площадью S8-8 их минимальных критических сечений в соотношении с площадью S2-2 минимального критического сечения подводящего сопла, удовлетворяющем условию:Traction nozzles communicated by the gas path with the corresponding inlet nozzle can be made with a total area S 8-8 of their minimum critical sections in relation to the area S 2-2 of the minimum critical section of the inlet nozzle satisfying the condition:
где S2-2 - площадь минимального (критического) сечения подводящего сопла;where S 2-2 - the area of the minimum (critical) section of the inlet nozzle;
S8-8 - сумма площадей минимальных (критических) сечений всех тяговых сопел, каждое из которых сообщено газовым трактом с данным подводящим соплом;S 8-8 is the sum of the minimum (critical) cross-sections of all the traction nozzles, each of which is communicated by the gas path with this supply nozzle;
σ - коэффициент восстановления полного давления на участке от входа в подводящее сопло до входа в тяговое сопло, соответствующий расположению скачка или системы скачков уплотнения на участке от сечения торцевого входа до входа в диффузор.σ is the coefficient of restoration of the total pressure in the area from the entrance to the inlet nozzle to the entrance to the traction nozzle, corresponding to the location of the shock or system of shock waves in the section from the section of the end entrance to the entrance to the diffuser.
Выполнение подводящего сопла с аксиально расположенным в его корпусе центральным телом с конической сходящейся выходной поверхностью, внутренней поверхностью корпуса также конической, сходящейся непосредственно до сечения среза корпуса сопла, и расположение корпуса сопла по отношению к сечению торцевого входа в канал вала с зазором (б), удовлетворяющим вышеуказанному условию, обеспечивает малую геометрическую степень расширения внешней поверхности или внешнего контура сверхзвуковой недорасширенной струи, истекающей из подводящего сопла, при возможности обеспечения оптимального диаметра среза подводящего сопла в соответствии с требуемым диаметром газового тракта ротора, а также ее малые геометрическую и газодинамическую степени расширения до сечения входа ее в газовый тракт ротора (в канал вала), при этом струя получается центрированной и узконаправленной и имеет низкую сверхзвуковую скорость на входе в газовый тракт ротора, что обуславливает: уменьшение утечки рабочего тела и малые потери энергии на скачке уплотнения и соответственно повышение кпд турбины; повышение надежности работы турбины на загрязненном и влажном рабочем теле; снижение требований к точности конструктивно-технологического исполнения.The implementation of the inlet nozzle with a central body axially located in its body with a conical converging exit surface, the inner surface of the body also conical, converging directly to the cut section of the nozzle body, and the location of the nozzle body with respect to the cross section of the end entrance to the shaft channel with a clearance (b), satisfying the above condition, provides a small geometric degree of expansion of the outer surface or outer contour of the supersonic underexpanded jet flowing from the inlet nozzles, if it is possible to ensure the optimum cut-off diameter of the inlet nozzle in accordance with the required diameter of the gas path of the rotor, as well as its small geometric and gas-dynamic degrees of expansion to the cross section of its entry into the gas path of the rotor (in the shaft channel), while the jet is centered and narrowly directed and has a low supersonic speed at the entrance to the gas path of the rotor, which leads to: reduced leakage of the working fluid and small energy losses at the shock wave and, accordingly, increased turbine efficiency; improving the reliability of the turbine on a contaminated and wet working fluid; reduction of requirements for the accuracy of the structural and technological design.
Выполнение питающего сопла с аксиально расположенным в его корпусе центральным коническим телом обеспечивает возможность оптимального выбора диаметра среза питающего сопла (внешнего диаметра его тракта на выходе из корпуса) в соответствии с требуемым диаметром газового тракта ротора на входе. Выполнение внутренней поверхности корпуса подводящего сопла на выходе также конической, сходящейся непосредственно до сечения среза, обеспечивает совместно с центральным телом малый угол схода образующей внешней поверхности струи с кромки среза сопла по отношению к оси в соответствии с течением Прандтля-Майера, при этом струя расширяется между поверхностью центрального тела и внешней своей поверхностью (сопло с внешним расширением), что и обуславливает узконаправленность струи и ее малые геометрическую и газодинамическую степени расширения до ее входа в газовый тракт ротора (вала) и, следовательно, ее низкую сверхзвуковую скорость (λ<1,5) в месте входа в тракт вала при значительном увеличении максимально допустимой величины осевого зазора (δ).The implementation of the feed nozzle with a central conical body axially located in its housing provides the opportunity to optimally select the cut-off diameter of the feed nozzle (the outer diameter of its path at the outlet of the housing) in accordance with the required diameter of the gas path of the rotor at the inlet. The execution of the inner surface of the body of the inlet nozzle at the outlet is also conical, converging directly to the cut section, together with the central body, provides a small angle of descent of the generatrix of the outer surface of the jet from the nozzle cut edge with respect to the axis in accordance with the Prandtl-Meyer flow, while the jet expands between the surface of the central body and its external surface (nozzle with external expansion), which determines the narrow focus of the jet and its small geometric and gas-dynamic degrees of extensions to its entrance into the gas path of the rotor (shaft) and consequently its low supersonic speed (λ <1,5) in the input shaft in place tract while significantly increasing the maximum magnitude of axial clearance (δ).
Выполнение центрального тела подвижным в осевом направлении обеспечивает, во-первых, отвод его назад (в корпус сопла) и увеличение критического (минимального) сечения сопла после останова турбины, что обуславливает повышение надежности турбины, т.к. устраняется возможность перемерзания критического сечения сопла после останова турбины (для детандеров), во-вторых, регулирование расхода рабочего тела и, следовательно, режима работы турбины по мощности.The execution of the central body movable in the axial direction provides, firstly, its removal back (into the nozzle body) and an increase in the critical (minimum) section of the nozzle after stopping the turbine, which leads to an increase in the reliability of the turbine, because eliminates the possibility of freezing of the critical section of the nozzle after shutting down the turbine (for expanders), and secondly, regulating the flow rate of the working fluid and, consequently, the operation mode of the turbine in terms of power.
Выполнение подводящего устройства с расположенным в осевом канале вала за его торцевым входом заходным участком, сужающимся по направлению потока до минимального сечения, и диффузором, расположенным за заходным участком по потоку, обеспечивает возможность увеличения диаметра торцевого входа и, следовательно, попадание струи в торцевой вход по всему ее сечению при увеличенном зазоре (δ), т.е. обеспечивается еще большее снижение требований к конструктивному исполнению турбины по максимально допустимому осевому зазору (δmax), при этом наличие минимального сечения, соответствующего критическому сечению подводящего сопла, обеспечивает условие неразрывности течения при возникновении скачка уплотнения перед ним, а наличие диффузора обеспечивает торможение дозвукового потока и дальнейшее его течение по тракту ротора с минимальными гидравлическими потерями, что обуславливает еще большее повышение кпд турбины.The implementation of the supply device with an inlet section located in the axial channel of the shaft behind its end input, tapering in the direction of flow to a minimum section, and a diffuser located behind the inlet section in the stream, makes it possible to increase the diameter of the end entrance and, therefore, the jet enters the end entrance along its entire cross section with an increased gap (δ), i.e. provides even more reduced requirements for the design of the turbine at the maximum permissible axial clearance (δ max ), while the presence of a minimum section corresponding to the critical section of the inlet nozzle ensures the continuity of the flow when a shock wave occurs in front of it, and the presence of a diffuser provides braking of subsonic flow and its further flow along the rotor path with minimal hydraulic losses, which leads to even greater increase in turbine efficiency.
Выполнение заходного участка и диффузора в виде быстросъемной втулки обеспечивает, во-первых, повышение ремонтопригодности турбины, во-вторых, повышение унификации за счет возможности быстрой ее перенастройки на другие диапазоны мощности в широком диапазоне требований по давлению рабочего тела.The implementation of the inlet section and the diffuser in the form of a quick-detachable sleeve provides, firstly, an increase in the maintainability of the turbine, and secondly, an increase in unification due to the possibility of its quick reconfiguration to other power ranges in a wide range of requirements for the working fluid pressure.
Выполнение конических поверхностей заходного участка и центрального тела с совместным образованием между ними участка газового тракта, близкого к равнопроходному по его длине, обеспечивает прекращение разгона (расширения) сверхзвукового потока после входа струи в тракт вала, что обуславливает уменьшение интенсивности скачка уплотнения и потерь энергии (полного давления) на нем, в результате повышается кпд турбины.The implementation of the conical surfaces of the inlet section and the central body with the joint formation of a gas path section between them, which is close to equal in length along its length, ensures that acceleration (expansion) of the supersonic flow is stopped after the jet enters the shaft path, which leads to a decrease in the intensity of the shock wave and energy loss (full pressure) on it, as a result, the efficiency of the turbine increases.
Выполнение тяговых сопел с суммарной площадью их критических сечений в соотношении с площадью критического сечения соответствующего подводящего сопла, удовлетворяющем данному условию, обеспечивает оптимальное расположение скачка уплотнения от места (поперечного сечения) в осевом зазоре перед торцевым входом в тракт вала с наличием небольшой утечки рабочего тела через зазор между скачком и кромкой торцевого входа до минимального сечения тракта вала перед диффузором, при котором суммарные потери энергии (полного давления) на скачке уплотнения и гидравлические по длине газового тракта до тягового сопла становятся минимальными (коэффициент восстановления полного давления максимальный), что обуславливает еще большее повышение кпд турбины.The implementation of traction nozzles with a total critical cross-sectional area in relation to the critical cross-sectional area of the corresponding supply nozzle, satisfying this condition, ensures the optimal location of the shock wave from the place (cross section) in the axial clearance in front of the end entrance to the shaft path with a small leakage of the working fluid through the gap between the jump and the edge of the end entrance to the minimum section of the shaft path in front of the diffuser, at which the total energy loss (total pressure) at the jump milling and hydraulic along the length of the gas path to the traction nozzle become minimal (the maximum pressure recovery coefficient is maximum), which leads to an even greater increase in turbine efficiency.
Струйно-реактивная турбина, выполненная согласно изобретению, может широко и эффективно использоваться в качестве силового движущего звена в различных отраслях техники: пневматические и газовые приводы различного назначения, в том числе приводы запорной и регулирующей арматуры (шаровых кранов, задвижек, вентилей, использующихся в нефтегазовой, целлюлозно-бумажной, химической и др. отраслях промышленности); исполнительные механизмы систем управления и регулирования, в том числе летательных аппаратов; промышленный и бытовой пневматический инструмент; медицинская техника (медицинский пневматический инструмент); турбостартеры газотурбинных и дизельных двигателей; малые паровые турбогенераторы и газовые детандергенераторы, турбокомпрессоры и турбонасосы; газотурбинные двигатели малых летательных аппаратов и пр. При этом данная струйно-реактивная турбина обладает достаточно высокими выходными характеристиками, конкурирующими на малых мощностях с характеристиками одноступенчатых классических турбин, особенно при высоких давлениях рабочего тела, и предельно простой конструкцией, обусловленной одноступенчатостью, непрофилируемой безлопаточной проточной частью и бесконтактным подводящим уплотнительным устройством, основанном на принципе сверхзвукового запирания. Указанные особенности струйно-реактивной турбины обеспечивают ее высокую надежность работы в экстремальных условиях на загрязненном и влажном рабочем теле при низких температурах, простоту ее эксплуатации и эффективность эксплуатации (экономичность по расходу рабочего тела), по сравнению не только с прототипом и турбинами классических типов, но и с силовыми движущими устройствами других классов, например поршневыми и лопастными (поворотными) пневматическими и пневмогидравлическими приводами различного назначения, особенно для шаровых кранов и другой арматуры больших типоразмеров, предназначенных для газовой и нефтяной промышленностей. Эти преимущества в своем комплексе и обуславливают указанную широту охвата различных областей применения заявляемой струйно-реактивной турбины.A jet-jet turbine made according to the invention can be widely and effectively used as a power driving link in various fields of technology: pneumatic and gas drives for various purposes, including valves and control valves (ball valves, gate valves, valves used in oil and gas , pulp and paper, chemical and other industries); executive mechanisms of control and regulation systems, including aircraft; industrial and household pneumatic tools; medical equipment (medical pneumatic instrument); turbostarter of gas turbine and diesel engines; small steam turbogenerators and gas expanders, turbocompressors and turbopumps; gas turbine engines of small aircraft, etc. At the same time, this jet-jet turbine has sufficiently high output characteristics that compete at low power with the characteristics of single-stage classical turbines, especially at high pressures of the working fluid, and with an extremely simple design due to single-stage, non-profiled flowless part and non-contact supply sealing device based on the principle of supersonic locking. The indicated features of a jet-jet turbine ensure its high reliability under extreme conditions on a contaminated and wet working fluid at low temperatures, its ease of operation and operational efficiency (economy in flow rate of the working fluid), compared to not only the prototype and turbines of classical types, but and with power propulsion devices of other classes, for example piston and vane (rotary) pneumatic and pneumohydraulic actuators for various purposes, especially for ball s cranes and other fittings larger sizes intended for oil and gas industries. These advantages in their complex and determine the specified breadth of coverage of various fields of application of the inventive jet-jet turbine.
Изобретение поясняется описанием конкретного примера выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи.The invention is illustrated by the description of a specific exemplary embodiment with reference to the accompanying drawings.
На Фиг. 1 изображена струйно-реактивная турбина, продольный разрез;In FIG. 1 shows a jet-jet turbine, a longitudinal section;
на Фиг. 2 изображен осевой вид ротора струйно-реактивной турбины на Фиг. 1;in FIG. 2 is an axial view of a rotor of a jet-jet turbine of FIG. one;
на Фиг. 3-разрез А - А на фиг. 2;in FIG. 3-section A - A in FIG. 2;
на Фиг. 4 изображено бесконтактное газодинамическое уплотнительное подводящее устройство и схема течения в нем в увеличенном масштабе на Фиг. 1, продольный разрез.in FIG. 4 shows a non-contact gas-dynamic sealing supply device and a flow diagram in it on an enlarged scale in FIG. 1, a longitudinal section.
Струйно-реактивная турбина содержит ротор 1 (Фиг. 1), выполненный в виде вала 2 с рабочим колесом 3, и уплотнительное газодинамическое подводящее устройство 4.The jet-jet turbine contains a rotor 1 (Fig. 1), made in the form of a
Вал 2 имеет осевой канал 5 с торцевым входом 6 (сечение 4-4) в валу 2. Вал 2 установлен в опорах 7 (например, подшипниках качения или скольжения) и имеет ведущую шестерню 8 для передачи крутящего момента на исполнительный орган (не показан).
Рабочее колесо 3 на валу 2, в данном примере, выполнено в виде сегнерова колеса (Фиг. 1, Фиг. 2) с консольно закрепленными на валу 2 радиальными патрубками 9, каждый из которых снабжен на периферии (на свободном конце) тангенциально направленным тяговым соплом 10 (по общепринятой терминологии для классических лопаточных турбин можно называть рабочим соплом). Тяговое сопло 10 посредством полости 11 патрубка 9 и осевого канала 5 сообщено с торцевым входом 6 в осевой канал 5 вала 2 с образованием непрерывного газового тракта без застойных зон и развитых отрывных течений в местах высокой скорости потока. Для снижения потерь на аэродинамическое сопротивление при вращении рабочего колеса 3 в окружающей его среде парубки 9 выполнены с удобообтекаемой формой в поперечном сечении (Фиг. 3) путем определенного сплющивания трубки-заготовки патрубка 9.The
Уплотнительное газодинамическое подводящее устройство 4 (Фиг. 1, Фиг. 4) содержит подводящее сопло 12 (можно называть направляющим соплом по терминологии для классических турбин), а также дополнительно может содержать нижеследующие элементы: заходной участок 13, сужающийся по потоку до минимального сечения 5-5, расположенный в осевом канале 5 вала 2 за торцевым входом 6; расширяющийся диффузорный участок 14, расположенный за заходным участком 13. В данном примере эти участки выполнены в виде прямых конических поверхностей с углами полураствора образующих γ1 и γ2 соответственно. Причем эти участки выполнены в виде единой втулки 15, вставляемой в осевой канал 5 вала 2, что обеспечивает ее быструю замену при необходимости ремонта или перенастройки турбины на другие параметры и условия работы. Подводящее сопло 12 расположено по оси вала 2 перед торцевым входом 6 с зазором между срезом 16 (сечение 3-3) подводящего сопла 12 и торцевым входом 6 в осевой канал 5 вала 2. Подводящее сопло 12 снабжено аксиально расположенным в его корпусе 17 центральным телом 18, выходная часть которого образована конической поверхностью 19, направленной по потоку рабочего тела (вершина конуса ориентирована по направлению потока рабочего тела) с углом полураствора образующей γ3. Центральное тело 18 в данном примере выполнено подвижным в осевом направлении для обеспечения регулирования расхода рабочего тела и соответственно мощности струйно-реактивной турбины. Газовый тракт подводящего сопла 12 образован между поверхностью 19 центрального тела 18 и внутренней поверхностью 20 корпуса (обечайки) 17 и состоит из сужающейся по потоку (с уменьшающейся площадью его проходных поперечных сечений) дозвуковой части 21 с минимальным (критическим) сечением 2-2 и расширяющейся по потоку до выходного сечения среза 16 корпуса 17 сверхзвуковой части 22. В соответствии с этим поверхности 21 и 22 выполнены коническими с углами γ4 и γ5 полураствора их образующих соответственно и находятся в соотношении с углом γ3 полураствора образующей центрального тела 18, обеспечивающем сужение газового тракта на его дозвуковой части 21 и его расширение на сверхзвуковой части 22. При этом удовлетворяются условия (Фиг. 4):Sealing gas-dynamic supply device 4 (Fig. 1, Fig. 4) contains a supply nozzle 12 (can be called a guide nozzle in the terminology for classic turbines), and may additionally contain the following elements:
γ4>γ0 - для дозвуковой части 21;γ4> γ0 - for the
γ5<γ0 - для сверхзвуковой части 22,γ5 <γ0 - for the
где γ0 - угол полураствора образующей внешней конической поверхности, соответствующий условию равнопроходности поперечных сечений тракта по его длине при заданном угле γ00 полураствора внутреннего конуса, которое вытекает из равенства нулю производной площади поперечного сечения по длине трактаwhere γ0 is the half-angle of the generatrix of the external conical surface corresponding to the condition of equal passage of the cross sections of the tract along its length for a given angle γ00 of the half-solution of the internal cone, which follows from the fact that the derivative of the cross-sectional area along the length of the path is equal to zero
где dx - дифференциал координаты х поперечного сечения тракта;where dx is the differential coordinate x of the cross section of the path;
dS - дифференциал площади S поперечного сечения тракта.dS is the differential of the area S of the cross section of the tract.
Подводящее сопло 12 выполнено в данном примере с недорасширенной сверхзвуковой частью 22 тракта, то есть геометрическая степень уширения соплаThe
где S3-3 - площадь поперечного сечения среза 16 подводящего сопла 12;where S 3-3 is the cross-sectional area of the
S2-2 - площадь минимального (критического) сечения подводящего сопла 12;S 2-2 - the area of the minimum (critical) section of the
(S3-3 / S2-2)p - степень уширения расчетного сопла, когда давление на срезе равно давлению окружающей среды.(S 3-3 / S 2-2 ) p - the degree of broadening of the design nozzle when the pressure at the section is equal to the pressure of the environment.
При выполнении этого условия давление на срезе 16 больше давления в окружающей среде и дальнейшее расширение сверхзвуковой струи 23 продолжается на центральном теле 18 в осевом зазоре и является внешним.When this condition is met, the pressure at the
В таком исполнении подводящее сопло 12 классифицируется как сопло с частично внешним расширением. В некоторых условиях может быть более целесообразным выполнение подводящего сопла 12 с чисто внешним расширением при отсутствии внутренней сверхзвуковой части 22 трактаIn this embodiment, the
Величина осевого зазора выбрана из условияThe axial clearance value is selected from the condition
где δmax - максимальная величина осевого зазора, соответствующая касанию внешней поверхности (24) сверхзвуковой струи (23) внутренней кольцевой кромки в сечении 4-4 торцевого входа (6);where δ max is the maximum value of the axial clearance corresponding to the tangency of the outer surface (24) of the supersonic jet (23) of the inner annular edge in section 4-4 of the end inlet (6);
R3-3 - радиус поперечного сечения среза (16) подводящего сопла 12;R 3-3 is the radius of the cross section of the slice (16) of the
R4-4 - радиус поперечного сечения 4-4 торцевого входа 6, величина которого меньше радиуса R10-10 максимального поперечного сечения 10-10 расширяющейся сверхзвуковой струи 23;R 4-4 is the radius of the cross section 4-4 of the
γ6 - угол полураствора образующей конической поверхности 25, касательной к сходящейся поверхности 20 тракта на выходе из подводящего сопла 12 в поперечном сечении 3-3 его среза 16;γ6 is the half-angle of the generatrix of the
γ7 - угол поворота образующей внешней поверхности 24 струи 23 на кромке среза 16 подводящего сопла 12.γ7 is the angle of rotation of the generatrix of the
Углы γ1 и γ3 полураствора образующих конических поверхностей заходного участка 13 и центрального тела 18 подводящего сопла 12, соответственно, находятся в соотношении, обеспечивающем равнопроходность газового тракта, образованного между этими поверхностями, что удовлетворяет представленному выражению равнопроходности.The angles γ1 and γ3 of the half-solution of the forming conical surfaces of the
Подводящее сопло 12 и тяговые сопла 10 выполнены с площадями их минимальных (критических) сечений S2-2 и S8-8, соответственно, удовлетворяющих условию:The
где S2-2 - площадь минимального (критического) сечения подводящего сопла (12);where S 2-2 - the area of the minimum (critical) section of the inlet nozzle (12);
S8-8 - сумма площадей минимальных (критических) сечений всех тяговых сопел (10), каждое из которых сообщено газовым трактом с данным подводящим соплом (12);S 8-8 is the sum of the minimum (critical) cross-sectional areas of all traction nozzles (10), each of which is communicated by the gas path with this supply nozzle (12);
σ - коэффициент восстановления полного давления на участке от входа в подводящее сопло 12 (сечение 1-1) до входа в тяговое сопло 10 (сечение 7-7), соответствующий расположению скачка или системы скачков уплотнения (26) на участке от сечения 4-4 торцевого входа (6) до входа в диффузор (14),σ is the recovery coefficient of the total pressure in the area from the entrance to the supply nozzle 12 (section 1-1) to the entrance to the traction nozzle 10 (section 7-7), corresponding to the location of the shock or system of shock waves (26) in the section from section 4-4 end entrance (6) to the entrance to the diffuser (14),
где p07 - полное давление перед тяговым соплом;where p07 is the total pressure in front of the traction nozzle;
p01 - полное давление перед подводящим соплом.p01 is the total pressure in front of the inlet nozzle.
Выполнение тяговых сопел с суммарной площадью их критических сечений в соотношении с площадью критического сечения соответствующего подводящего сопла, удовлетворяющем данному условию, обеспечивает оптимальное расположение скачка уплотнения от места (поперечного сечения) в осевом зазоре перед торцевым входом в тракт вала с наличием небольшой утечки рабочего тела через зазор между скачком и кромкой торцевого входа до минимального сечения перед тракта вала перед диффузором, при котором суммарные потери энергии (полного давления) на скачке уплотнения и гидравлические по длине газового тракта до тягового сопла становятся минимальными (коэффициент восстановления полного давления максимальный), что обуславливает еще большее повышение кпд турбины.The implementation of traction nozzles with a total critical cross-sectional area in relation to the critical cross-sectional area of the corresponding supply nozzle, satisfying this condition, ensures the optimal location of the shock wave from the place (cross section) in the axial clearance in front of the end entrance to the shaft path with a small leakage of the working fluid through the gap between the jump and the edge of the end entrance to the minimum section in front of the shaft path in front of the diffuser, at which the total energy loss (full pressure) per along the gas path along the length of the gas path to the traction nozzle, they become minimal (the maximum pressure recovery coefficient is maximum), which leads to an even greater increase in turbine efficiency.
Струйно-реактивная турбина, выполненная согласно изобретению, работает следующим образом.The jet-jet turbine made according to the invention operates as follows.
Рабочее тело (сжатый воздух, пар или газ, получаемый от газогенератора) под давлением подается в подводящее сопло 12 бесконтактного газодинамического уплотнительного подводящего устройства 4. Подводящее сопло 12 выполнено недорасширенным, т.е. статическое давление в струе в сечении 3-3 его среза по корпусу 17 больше давления окружающей среды, поэтому истекающая из сопла 12 сверхзвуковая струя 23 продолжает расширяться в осевом зазоре, имея небольшую начальную сверхзвуковую скорость (1=<λ<1,2…1,5). Коническая сходящаяся поверхность 20 сверхзвукового участка 22 тракта подводящего сопла 12 определяет отрицательный по отношению к оси сопла угол γб наклона касательной к кромке среза (схода) 16 в сечении 3-3 среза корпуса 17, что обуславливает малый угол γ8 поворота относительно оси образующей внешней поверхности 24 струи 23 вокруг кромки схода 16. При этом степень геометрического расширения (увеличение площадей поперечных сечений по длине) струи 23 по ее внешней поверхности 24 является незначительной, т.е. струя 23 получается узконаправленной. Струя 23 расширяется в зазоре между своей внешней поверхностью 24 и конической поверхностью 19 центрального тела 18, т.е. расширение струи вовнутрь также ограничено, что обуславливает малые геометрическую и газодинамическую степени расширения струи в целом до ее входа в газовый тракт ротора 1 (вала 2) и, следовательно, малую сверхзвуковую скорость струи при входе в тракт вала 2. Условиями сверхзвукового запирания тракта вала 2 (осевого канала 5) и минимизации утечек рабочего тела через зазор являются вход струи в тракт вала 2 со сверхзвуковой скоростью и выполнение условия δ<δmax, при котором обеспечивается вход струи по всему ее сечению и исключение утечки рабочего тела непосредственно из струи при превышение площади струи в сечении 4-4 площади S4-4 самого сечения торцевого входа 6, т.е. когда условие (δ<δmax) не выполняется.The working fluid (compressed air, steam or gas received from the gas generator) is supplied under pressure to the
Условием исключения эжекторного режима (подсоса окружающей среды) является выполнение площади S4-4 торцевого входа 6 в тракт вала 2 меньше площади S10-10 - теоретическое максимальное сечении первой "бочки" свободно расширяющейся струи (если бы не было тракта вала). Разгон потока до сверхзвуковой скорости на срезе 16 подводящего сопла 12 обеспечивается расширяющимся сверхзвуковым участком тракта сопла 12. Заходной сужающийся участок 13 подводящего устройства 4, расположенный в тракте (в осевом канале 5) вала 2 за торцевым входом 6, образует совместно с конической поверхностью 19 центрального тела 18 равнопроходный участок тракта по его длине, что обеспечивает прекращение расширения и дальнейший разгон сверхзвукового потока после входа струи в тракт вала 2. Это обуславливает малую интенсивность скачка уплотнения 26 и соответственно малые потери энергии (полного давления) на нем. Теоретически наиболее оптимальным является расположение скачка уплотнения 26 сразу в сечение входа струи 23 в участок 13 тракта вала 2, тогда суммарные потери энергии на скачке уплотнения 26 и гидравлические будут минимальными. Место расположения скачка уплотнения 26 определяется, в основном, соотношением площадей критических сечений тягового сопла/сопел 10 и подводящего сопла 12, выполнение которого по условиюThe condition for the exclusion of the ejector mode (environmental suction) is the fulfillment of the area S 4-4 of the
обеспечивает расположение скачка уплотнения в осевом зазоре на некотором удалении от торцевого входа 6 (при этом допускается небольшая утечка рабочего тела через зазор между кромкой торцевого входа 6 и скачком уплотнения) до минимального сечения 5-5 заходного участка 13 соответственно. После скачка уплотнения 26 скорость потока становится дозвуковой, которая далее еще более уменьшается посредством диффузора 14, что обуславливает малые гидравлические потери по газовому тракту ротора 2 вплоть до тягового сопла/сопел 10, расположенных на периферии патрубка/патрубков 9 рабочего колеса 3 и тангенциально направленных. В тяговом сопле/соплах 10, которые в данном примере выполнены в виде плоских (щелевых) сверхзвуковых сопел Лаваля, поток разгоняется и выбрасывается наружу тангенциально. При этом происходит прямое преобразование кинетической энергии истекающей струи в реактивную силу тяги и соответственно в крутящий момент на валу 2 ротора 1 струйно-реактивной турбины. Крутящий момент посредством ведущей шестерни 8 передается далее на исполнительный орган (не показано) и совершается механическая работа.provides a location of the shock wave in the axial clearance at some distance from the end inlet 6 (in this case, a small leak of the working fluid through the gap between the edge of the
Claims (16)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015124654A RU2614946C2 (en) | 2015-06-23 | 2015-06-23 | Jet-reactive turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015124654A RU2614946C2 (en) | 2015-06-23 | 2015-06-23 | Jet-reactive turbine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015124654A RU2015124654A (en) | 2017-01-10 |
| RU2614946C2 true RU2614946C2 (en) | 2017-03-31 |
Family
ID=57955913
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015124654A RU2614946C2 (en) | 2015-06-23 | 2015-06-23 | Jet-reactive turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2614946C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU184274U1 (en) * | 2018-01-12 | 2018-10-22 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого" (ФГАОУ ВО "СПбПУ") | Centrifugal Axial Jet Turbine |
| RU2763628C1 (en) * | 2021-02-05 | 2021-12-30 | Владимир Викторович Михайлов | Steam turbine rotor |
| RU2764946C1 (en) * | 2021-04-21 | 2022-01-24 | Владимир Викторович Михайлов | Steam turbine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2240817A (en) * | 1990-02-09 | 1991-08-14 | Vni I Kt I Kompressornogo Mash | Reaction-jet turbine |
| RU2062329C1 (en) * | 1993-04-02 | 1996-06-20 | Физико-технический институт им.А.Ф.Иоффе РАН | Turbine |
| RU2287695C2 (en) * | 2004-12-22 | 2006-11-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-морская академия им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова | Reaction turbine |
| WO2011107816A1 (en) * | 2010-03-05 | 2011-09-09 | Gomez, Oscar | Variable-speed tube turbine |
-
2015
- 2015-06-23 RU RU2015124654A patent/RU2614946C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2240817A (en) * | 1990-02-09 | 1991-08-14 | Vni I Kt I Kompressornogo Mash | Reaction-jet turbine |
| RU2062329C1 (en) * | 1993-04-02 | 1996-06-20 | Физико-технический институт им.А.Ф.Иоффе РАН | Turbine |
| RU2287695C2 (en) * | 2004-12-22 | 2006-11-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военно-морская академия им. Адмирала Флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова | Reaction turbine |
| WO2011107816A1 (en) * | 2010-03-05 | 2011-09-09 | Gomez, Oscar | Variable-speed tube turbine |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU184274U1 (en) * | 2018-01-12 | 2018-10-22 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого" (ФГАОУ ВО "СПбПУ") | Centrifugal Axial Jet Turbine |
| RU2763628C1 (en) * | 2021-02-05 | 2021-12-30 | Владимир Викторович Михайлов | Steam turbine rotor |
| RU2764946C1 (en) * | 2021-04-21 | 2022-01-24 | Владимир Викторович Михайлов | Steam turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2015124654A (en) | 2017-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR100533495B1 (en) | Method and apparatus for contactless sealing of separation gap formed between rotor and stator | |
| US7497666B2 (en) | Pressure exchange ejector | |
| US9033668B2 (en) | Impeller | |
| US9255478B2 (en) | Reaction turbine and hybrid impulse reaction turbine | |
| US3832089A (en) | Turbomachinery and method of manufacturing diffusers therefor | |
| RU2731142C2 (en) | Axial machine operating on fluid medium and method of energy generation | |
| US11136897B2 (en) | Seal device and turbomachine | |
| EP2484912B1 (en) | Wet gas compressor systems | |
| RU2614946C2 (en) | Jet-reactive turbine | |
| CA2927035C (en) | Rotor assembly with wear member | |
| CA2927037C (en) | Rotor assembly with scoop | |
| US20210123444A1 (en) | Mixed-flow compressor configuration for a refrigeration system | |
| CA2915720C (en) | Centrifugal rotor | |
| Lawlor et al. | Supersonic compression stage design and test results | |
| US20130081731A1 (en) | Exhaust gas diffuser | |
| CN108368744B (en) | Sealing fin, sealing structure and turbine machine | |
| EP2851569B1 (en) | Gas turbine engine with vortex fluid flow device | |
| Zimmermann et al. | Experimental determination of the flow field in the tip region of a LP-steam turbine | |
| RU184274U1 (en) | Centrifugal Axial Jet Turbine | |
| RU2305772C2 (en) | Axial-flow turbine | |
| Balje | Aerodynamic and geometric design criteria for the performance of low powered vehicular gas turbines | |
| RU2776733C2 (en) | Centrifugal rotor | |
| RU2164603C1 (en) | Bladeless nozzle set for aircraft gas-turbine engine | |
| JPH03249301A (en) | Reactive jet turbine | |
| CH712976B1 (en) | Centrifugal compressor. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180624 |