Турбина газовая радиальная

Газовые турбины (применять радиальные подшипники с цилиндрическими роликами не рекомендуется) Тяговые электродвигатели [c.400]

Классификация. По месту расположения уплотнения турбин и турбокомпрессоров делятся на концевые, диафрагменные и бандажные. По принципу действия различают уплотнения лабиринтовые, контактные (угольные) и лабиринтово-контактные. По принципу расположения зазоров уплотнения делят на осевые, радиальные и радиально-осевые. По роду рабочего тела различают уплотнения паровых турбин, газовых турбин и компрессоров. [c.42]

Наиболее распространено регулирование поворотом лопаток соплового аппарата центростремительных газовых турбин. Для радиальных турбин значительно легче осуществить конструкцию поворотного соплового аппарата, так как ограничительными поверхностями проточной части сопел являются плоскости. Поэтому поворот лопаток не связан с увеличением зазоров. Однако профиль межлопаточного канала в этом случае также меняется. Поворот лопаток можно осуществлять как кривошипным механизмом, так и кулисным, а также шестеренчатым механизмом. [c.132]

На фиг. 1, а показана схема простой одноступенчатой газовой турбины <с радиальным компрессором. Воздух в компрессоре 2 направляется от центра колеса к периферии (принцип центрифуги), а газы в турбине 5 — от периферии к центру впуск воздуха и отвод отработавших газов производятся в осевом направлении. Компрессор и турбина или один из этих -агрегатов могут быть сделаны также в виде осевых машин (фиг. 1,6) и могут быть многоступенчатыми (фиг. 1,б). [c.938]

В конструкцию ГТ-125-950-ПГ необходимо внести изменения, учитывающие условия ее работы в схеме ПГУ повысить расход газа через газовую турбину по сравнению с серийной (за счет увеличения расхода топлива на ПГУ по сравнению с ГТУ) и установить два боковых радиальных патрубка в турбокомпрессорном блоке для вывода воздуха после компрессора и ввода продуктов сгорания из ВПГ в газовую турбину. [c.23]

Бесконечную совокупность одинаковых крыловых профилей, одинаково ориентированных и расположенных с постоянным шагом вдоль некоторой прямой, называют плоской гидродинамической решеткой. Такая решетка получается, если лопастную систему рабочего колеса осевой турбомашины (гидравлической, паровой или газовой турбины, насоса, вентилятора, компрессора) рассечь круговой цилиндрической поверхностью и развернуть па плоскость. Для турбомашин другого типа (радиальных) профили располагаются вдоль окружности и образуют круговую решетку. Исследование взаимодействия гидродинамических решеток с потоком жидкости или газа составляет одну из центральных задач теории турбомашин. В частности, для прочностных расчетов лопастной системы необходимо знать гидродинамические силы и моменты, действующие на лопасти рабочих колес турбомашин. [c.268]

Роторы газовых турбин имеют малое число ступеней н обычно выполняются составными — разъемными (диски стянуты болтами или шпильками, см. рис. 7.13) и неразъемными (прессовая посадка секций и их фиксация радиальными штифтами). Диски первых ступеней охлаждаются воздухом. [c.31]

Газотурбонагнетатели для наддува ДВС. Современные ДВС, особенно мощные, снабжаются газотурбинными наддувочными агрегатами, которые состоят из газовой турбины и компрессора [24]. Газовая турбина работает на выпускных газах ДВС и обычно выполняется осевой, а для малых двигателей иногда радиальной. Компрессоры, как правило, центробежные, у мощных двигателей иногда состоят из комбинации осевых ступеней с центробежной. [c.81]

Охлаждение деталей газовых турбин. Детали обычно охлаждаются воздухом, отбираемым от компрессора или от камеры сгорания. Применяются следующие способы охлаждения дисков радиальный обдув, струйное охлаждение, продувка воздуха через зазоры хвостов лопаток, заградительное и комбинированное охлаждение. [c.242]

НЗЛ в отличие от рис. 135 (где диски приварены к валу) в газовых турбинах ГТ-700-5 и ГТ-750-6 применяет конструкцию (рис. 147), где посадка дисков осуществляется при помощи радиальных штифтов 1, а центровке способствует проставка 2, пригоняемая к отверстиям как вала, так и диска. В этой конструкции затруднен переход тепла от дисков к валу. [c.178]

Отличительной особенностью сварных цилиндров газовых турбин является наличие цилиндрического или радиального диффузора, назначение которого— превращение в давление части выходной скорости потока, покидающего лопатки последней ступени турбины. Цилиндрический диффузор в выхлопной части цилиндра виден на фиг. 62. В плавно увеличивающемся проходном сечении диффузора происходит потеря скорости потока и благодаря этому некоторое увеличение давления. [c.114]

Газотурбинная установка состоит из следующих основных частей компрессора, сжимающего атмосферный воздух, камеры сгорания, в которой происходит горение топлива, и газовой турбины. Главными рабочими элементами газовой турбины являются сопла и насаженный на вал диск турбины (или откованный с валом как одно целое), снабженный по ободу радиальными лопатками. [c.167]

При радиальном (в виде улитки) подводе газов к направляющим лопаткам газовой турбины сепарируются твердые частицы, которые отбрасываются центробежной силой к периферии. В результате такой сепарации износ локализуется на вершинах рабочих лопаток. Осевой подвод без поворота потока газов создает равномерную концентрацию твердых частиц и равномерный износ лопаток по всей их длине. [c.169]

Костюк А. Г. Определение температурного поля радиальной газовой турбины методом электромоделирования на интеграторе ЭГДА-9/60.— Труды Моск. энерг. ин-та, 1963, вып. 17, с. 217—224. [c.239]

При конструировании самой пятиступенчатой газовой турбины были применены, как показано на рис. 5-1, в основном, испытанные узлы промышленных паровых турбин той же фирмы. Корпус, во избежание нежелательных термических напряжений, получил простую форму с горизонтальным разъемом. Корпус турбины изготовлен из легированной стали. На уровне осей он опирается на мощные лапы, так что возможны свободные тепловые расширения, а ось корпуса всегда совпадает с осью вала. Направляющие лопатки закреплены в диафрагме, которая подверглась точной центровке в корпусе турбины, однако имеет возможность свободного расширения при нагреве. Поэтому радиальное тепловое расширение ротора и направляющего аппарата является одинаковым и зазоры между неподвижными и вращающимися частями остаются постоянными независимо от температуры газов. Благодаря такой конструкции турбина легко выдерживает быстрый пуск. [c.167]

В данной статье приведены результаты исследования влияния некоторых факторов на температурные толя рабочих лопаток, высокотемпературных газовых турбин, охлаждаемых воздухом, проходящим через радиальные каналы в хвостовике и пере. Воздух охлаждения входит в паз под хвостовиком рабочей лопатки и распределяется по семи параллельно включенным каналам, идущим радиально в хвостовике и пере лопатки, а затем поступает в зазор между корпусом и концом пера лопатки. [c.160]

Рис, I, Температурное поле составного ротора радиальной центростремительной газовой турбины. [c.406]

Метод / -сеток был применен для определения температурных полей составного и сплошного ротора радиальной центростремительной газовой турбины (рис. 1, 2) на установившихся и пусковых режимах. [c.406]

Рис. 2. Температурное поле сплошного ротора радиальной центростремительной газовой турбины (°С)

При конвективном охлаждении турбинных лопаток (рис. 28) охлаждающий воздух подводится через систему трубопроводов, полостей и отверстий к лопатке и, протекая во внутренних полостях лопатки, охлаждает металл стенок, а затем выпускается в газовый поток, движущийся в проточной части турбины. При этом способе охлаждения в пере лопатки выполняются с помощью точного литья или штамповки с вытяжкой полости в виде каналов сложной конфигурации. Подвод охлаждающего воздуха осуществляется к торцам сопловой лопатки или замку рабочей лопатки, а выпуск нагретого воздуха возможен в выходную кромку или вблизи нее на вогнутой поверхности для сопловых и рабочих лопаток, а также через периферийные торцевые поверхности для рабочих лопаток. В турбинах практически всех новых двигателей применены конструкции сопловых и рабочих лопаток, обеспечивающие для заданного уровня термодинамических параметров и свойств материала лопатки наиболее эффективное использование охлаждающего воздуха (радиальная, петлевая, многоходовая и другие схемы). В таких схемах существует постоянный перепад давления между входом и выходом воздуха и увеличение расхода воздуха сказывается только на температуре охладителя. Наконец, при больших расходах охлаждающего воздуха изменение его температуры и влияние этого изменения на температуру лопатки Т ет становится небольшим. [c.53]

Выпуск воздуха производится через ш,ели и отверстия, что не обходится без увеличения гидравлических потерь из-за возмуш,е-ний в пограничном слое. Кроме того, из системы подвода охлаждающего воздуха неизбежны утечки в проточную часть турбины. Источники утечек в турбине многочисленны, несмотря на применяемые очень сложные конструктивные мероприятия (см., например, уплотнения на рис. 33). Это существенно отражается на характеристиках двигателя, так как приводит к прямому снижению КПД турбины, особенно при радиальном направлении втекания воздуха в газовый поток. [c.60]

Еш е один перспективный процесс, применение которого также будет расширяться, — это получение мелкозернистых отливок для производства цельнолитых роторов для небольших газовых турбин. На рис.20.3 показано поперечное сечение литого радиального ротора турбины для стартового силового агрегата. Формирование однородной мелкозернистой [c.338]

Пример 2.2. Рассмотрим диск газовой турбины, нагруженный центробежными силами, распределенной поперечной нагрузкой q , = —14,34 кгс/см при 2,4 см < г С 20,92 см q = —15,08 кгс/см при /- 22,0 см) и неравномерно нагретый по толщине и по радиусу (рис. 2,5 и табл. 2.1). Изменение температуры по толщине диска линейное, разность температур 20° С. На наружном контуре приложены радиальные растягивающие силы. [c.38]

Для повышения экономичности и надежности паровых и газовых турбин применяются различные типы уплотнительных устройств — концевые, диафрагменные и радиальные. [c.54]

Вставки для радиальных уплотнений проточной части газовых турбин. Рабочая температура до 1000 С Вставки для концевых и диафрагменных уплотнений паровых тур-бун. Рабочая температура до 500° С Вставки для уплотнений проточной части паровых турбин Вставки для диафрагменных уплотнений паровых турбин Вставки для уплотнений проточной части паровых турбин. Рабочая температура до 600° С [c.79]

Турбокомпрессор состоит из радиальной центростремнгельной газовой турбины и радиального центробежного компрессора, смонтированных иа одном валу. [c.60]

Для увеличения ресурса заклепочных соединений создают радиальный натяг, ресурс при этом увеличивается в, 2,,.4 раза. Для крепления лонаток некоторых паровых и газовых турбин применяют заклепки, устанавливаемые под развертку и рабо-таюнгие в основном на сдвиг. [c.73]

Конструкция первой газовой турбины была разработана инжене-ром-механиком русского флота П. Д. Кузьминским. Построенная им в 1897 г. турбина предназначалась для небольшого катера. В камеру сгорания турбины, работавшую под давлением 10 бар, подавалось жидкое топливо — керосин и смесь воздуха с паром Продукты сгорания в смеси с паром подводились к центральной части радиальной турбины, состоявшей из неподвижного и вращающегося дисков, на которых были укреплены лопатки. Газовая турбина со сгоранием топлива при постоянном объеме была построена В. В. Караводиным в 1906 г. [c.390]

Большой интерес представляют работы русского изобретателя П. Д. Кузьминского, который в 1887—1892 гг. сконструировал и построил газовую реверсивную турбину радиального типа с 10 ступенями давления. Она должна была работать на парогазовой смеси. Для ее получения изобретатель предложил специальную камеру сгорания — газо-парород . Из-за смерти П. Д. Кузьминского испытания турбины не были закончены [23]. [c.237]

РК диагональной газовой турбины Кристиана Шернера изображенное на рис. 2.7, выполнено сборным, состоящим из радиальных наборных плоских лопаток и приставных сильно изогнутых лопаток осевой части решетки. Каждое перо радиальной лопатки снабжено ребром жесткости с одной или с двух сторон. Крепление на диске описано двояко или в продольном торцевом пазу диска хвостовиком, выполненным на собственно пере лопатки, или в пазу диска в плоскости вращения хвостовиком на ребре жесткости. Ребро приваривается к плоскости пера лопатки наклонно и образует своей поверхностью внутренний меридиональный обвод межлопаточного канала. В сечении лопатка с ребром жесткости имеет крестообразную форму, сильно упрочняющую конструкцию. [c.68]

В работе [Л. 5-14] исследован распылитель, представленный на рис. 5-21, а и предназначенный для распыливания высоковязкого топлива воздухом высокого давления в камерах горения газовых турбин. В этой форсунке воздух подается по трубке / в винтообразный канал, образованный вставкой 2, и выходит с большой вращательной скоростью через сопло 3. Топливо по трубке 4 поступает в форсунку в радиальном направлении и через кольцевую щель 5 подается к устьвд 106 [c.106]

Упаковочные [материалы <65/00 устройства для манипулирования ими 61/(00-10) машины 33/04 конструктивные элементы 1/02, 3/00, 5/02, (35-65)/00> элементы (57-81)/00] В 65 В Уплотнение изделий и материалов перед упаковкой В 65 В 13/20, 63/02 материам (загруженного в тару В 65 В 1/20-1/26 при изготовлении фасонных изделий из глины, керамики и т. п. В 28 В 1/04)> Уплотнения (как элемент конструкции) [В 65 D <для баков и цистерн 88/(42-50), 90/08 элементов тары, сосудов и т. п. 53/(00-10), 55/06) в буксах ж.-д. транспортных средств В 61 F 15/(22-26) F 01 ((вращающихся золотников распределительных механизмов L 7/16 роторных С 19/(00-12)) двигателей турбин (D 11/(00-10) лабиринтные D 11/02 радиальные D 11/06)) в газгольдерах переменной емкости F 17 В 1/04-1/08 F 02 (в газотурбинных установках С 7/28 в ДВС F 11/00) F 16 <в гидравлических амортизаторах и демпферах F 9/36 деталей машин (J 15/(00-56) гидравлические или газовые J 15/(40-42)) в невыключаемых муфтах D 3/84 подшипников С 33/(72-82) подъемных клапанов К 1/(226-228, 26-28) в соединениях (труб L 17/(00-06), 21/2-21/04 шлангов L 33/(16, 18)) шпинделей (штоков) клапанов, кранов и задвижек К 41/(00-18)) В 60 (для крыш J 7/195 уплотнительные прокладки в кузовах R 13/06) транспортных средств люков вагонов В 61 D 7/22 F 04 насосов и компрессоров необъемного вытеснения D 29/(08-16) роторных компрессоров С 27/(00-02)) в резервуарах для нанесения жидкости В 05 С 11/115 в осветительных устройствах F 21 V 31/02 в теплообменных и теплопередающих устройствах F 28 L 33/(16, 18)] Уплотнительные материалы и составы С 09 К 3/10 Упорные подшипники F 16 С 17/(04-08), 19/(12-32) Упоры <для бревен в лесопильных станках В 27 В 27/(00-10) буферные на ж.-д. путях В 61 К 7/18 В 66 С (на подкрановых путях 7/16 для тележек подъемных кранов 11/26)) [c.200]

Для лучшего охлаждения корпус турбины снабжен продольными ребрами и закрыт кожухом. Между кожухом и корпусом идет охлаждающий воздух, отбираемый из четвертой ступени компрессора. Диафрагмы первой и второй ступеней имеют радиальные центровочные щтиф-ты с уплотнительными полосками для уменьшения протечек. Уплотнение над рабочими лопатками (рис. 4-17) крепится с помощью отдельных сегментных колец из аустенитной стали с высоким коэффициентом расширения для того, чтобы оно могло быстро реагировать на изменение температуры газового потока и компенсировать изменение диаметра корпуса турбины при изменении температуры. Это позволяет поддерживать довольно постоянную величину зазора между уплотнениями и концами лопаток. [c.138]

На Харьковском турбогенераторном заводе изготовляют цилиндрические воздухоподогреватели ВТИ с подводом воздуха с наружной стороны цилиндра (рис. 14). Трапециевидные пластино-ребристые ячейки из нагревательных элементов расположены радиально. Как показывают предварительные расчеты, в этих воздухоподогревателях значительно снижены масса и объем на единицу мощности. Так, подогреватели ВТИ-ХТЗ для газовой турбины мощностью 50 мет имеют объем от 1,75 до 3,0 м массу от 1,66 до 2,29 т на 1 мет мощности (табл. 2). Проведенное в ВТИ исследование пластино-ребристых пакетов показало, что наряду со значительным повышением компактности поверхности нагрева гидравлическое сопротивление этих пакетов не превышает сопротивления воздухоподогревателей, выполненных из гладких труб. Применение прерывистых ребер существенно повышает теплообмен. Фирма Джеенер Санки выпускает воздухоподогреватели прямоугольной формы из штампованных листов нержавеющей стали толщиной 0,7 М.М. [c.21]

Процесс расширения газа в многоступенчатой турбине ГТД состоит из ряда последовательно протекающих процессов расширения в ее ступенях. В большинстве авиационных ГТД применяются осевые газовые турбины. Поэтому изложение основных положений теории ступеии газовой турбины ведется ниже применительно к осевой ступени, хотя в принципе эти положения остаются справедливыми (с учетом формы меридиональных сечений поверхностей тока) также и для радиальных (центробежных и центростремительных) турбин. [c.183]

Рассмотрим задачу определения степени и характера изменения скорости газа по радиусу в ступени турбины в такой же постановке и при тех же допущениях, которые были изложены применительно к ступени осевого компрессора, т. е. будем рассматривать течение газа в межвенцовых зазорах, полагая его установившимся и осесимметричным, пренебрегая наличием радиальных составляющих скорости газа и считая гидравлические потери равномерно распределенными по высоте лопатки. Тогда связь параметров газового потока на различных радиусах в ступени турбины будет определяться уравнениями (2.34) и (2.36), которые при указанных условиях одинаково справедливы и для компрессора и для турбины. [c.192]

Потер я в ступени газовой турбины ГТД складываются главным образом из потерь в лопаточных венцах соплового аппарата и рэбогего колеса и потерь с выходной скоростью. Потери в оешетках л паточных венцов при равномерном потоке газа на входе были подробно рассмотрены в подразд. 5.5 и 5.6. В действительности noTOh Hi входе в венец может быть неравномерным (например, при наличии перед турбиной трубчато-кольцевой камеры сгорания), но влияние этой неравномерности на КПД ступени невелико. Дополнительные потери, связанные с наличием вязкостного трения диска и верхнего бандажа (если он установлен), с утечками (перетеканиями) в лабиринтах и т. д., в авиационных турбинах обычно также невелики. Если пренебречь этими дополнительными потерями, то гидравлические и волновые потери в ступени можно принять равными сумме потерь в сопловом аппарате AL и потерь в лопатках рабочего колеса (с учетом влияния радиального зазора) А1л- При этом условии, пренебрегая также влиянием теплообмена и возвратом тепла в ступени, уравнение Бернулли для ступени (5.11) можно записать в виде [c.209]

Для проверки характеристик форсунок жидкого топлива, устанавливаемых в секции КС (по одной на каждую секцию), в газотурбинном цехе есть два форсуночных стенда. Форсунки имеют твердосплавные распылители, которые распыливают топливо до мелких капель. Распылители спекаются из порошка твердосплавных материалов и отличаются один от другого геометрией каналов и соответственно производительностью. Пламенные трубы и завихрители (регистры) КС также имеют разные проходные сечения (разброс до 5 %), поэтому на выходе из секций КС температура газов может быть различной. Для выравнивания температур газового потока перед турбиной, формирования окружного (и радиального) полей температур перед турбиной форсунки подбирают по производительности, индивидуально подгоняя их к секциям КС. Температурные поля проверяют при работе ГТУ под нагрузкой по показаниям термоэлек- [c.139]

Двухступенчатая компрессорная газовая турбина снабжена воздушно-охла-ждаемыми лопатками ротора первой ступени. Сопла лопаток ротора имеют удлиненные ножки, по которым охлаждающий воздух проходит вдоль их профиля. На этих лопатках есть наконечники, а дорожки статора снабжены изнашиваемыми уплотнениями из пористого материала — нимоника. Лопатки первой ступени имеют антикоррозийное покрытие. В корпусе газовой турбины предусмотрены окна для осмотра и замера радиального зазора щупом. [c.255]

Никель-медь-графитовый материал (М16Г) содержит в качестве наполнителя 16% графита. Такое содержание наполнителя обеспечивает хорошую прирабатываемость при сохранении достаточной стойкости против газовой эрозии (выветривания). Материал применяется для уплотнения радиального зазора лабиринтов турбины. Величина минимального радиального зазора составляет 0,2 мм. Материал обладает удовлетворительной окалиностойкостью при температурах до 500° С в течение длительной работы в двигателе (более 2000 ч). [c.55]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...