Струминно-реактивна турбіна

ДЛЯ СЛУЖЕБНОГО ПОЛЬЗОВАНИЯ Э*ЗЛ*1Г U СОЮЗ СОВЕТСКИХ СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛИК £Ц«.» 1829521 А1 (19) . (Si)5 F 02 С 3/00 ГОСУДАРСТВЕННЫМ КОМИТЕТ ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯМ ПРИ ГКНТ СССР К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ 1 (21)4712261/06 L (22)05.05.89 (71) Всесоюзный научно-исследовательский и коиструкторско-технологический институт компрессорного машиностроения Сумского машиностроительного научно-производственного объединения им М В Фрунзе (72) С М . Ванеев. С К. Королев, Ю.Л.Рухлов и Ю.Т Федотов (56) Авторское свидетельство СССР N? 1362149, кл. F02 С 3/00. 1986. ^СТРУЙНО-РЕАКТИВНАЯ ТУРБИНА (57) Использование: силовой ведущий элемент в приводах различного назначения. Сущность изобретения: струйно-реактив ная турбина содержит ротор, выполненный в виде вала с двумя изолированными друг от друга осевыми каналами, имеющими торцовые входы с каждой стороны вала Перед торцовыми входами соосно с осевыми каналами установлены подводящие бесконтактные газодинамические устройства в вида подводящих патрубков с питающими соплами. Входные участки осевых каналов вала снабжены вкладышами, которые выполнены в виде дозвуковых расширяющихся в направлении потока участков или в виде сужающе-рэсширяюихмхся сверхзвуковых диффузоров. 3 з.п. ф-лы, 4 ил. ел Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в качестве силового ведущего элемента а турбодвигателях и приводах различного назначения, в частности в реверсивных приводах запорной и регулирующей арматуры, в приводах систем управления летательных аппаратов, в турбонасосных и турбокомпрессорных агрегатах, газотурбинных двигателях. Целью изобретения является уменьшение потерь по газовому тракту На фиг 1 показана струйно-реактивная турбина в варианте реверсивной, продольный разрез; на фиг. 2 - в и д на ротор турбины по оси вала; на фиг. 3 - увеличенный продольный разрез питающего сопла и входного участка осевого канала с дозвуковым диффузором и схема течения; на фиг. 4 увеличенный продольный разрез питающего сопла и входного участка осевого канала 27-93 } t* • I. і вала со сверхзвуковым диффузором в варианте многоскачкового с внутренним сжатием и схема течения с расположением скачков уплотнения. Струйно-реактивная турбина содержит ротор 1 (фиг. 1), выполненный в виде вала 2 с двумя изолированными друг от друга осевыми каналами 3 и 4, глухими с одной стороны и с соответствующими торцевыми входами 5 и 6 с каждой стороны вала 2. Вал 2 установлен в опорах 7 (например, в подшипниках качения или скольжения) и имеет ведущую шестерню 8 для передачи крутящего момента нз исполнительный оргач (не показан). На балу 2 посредством втулки 9 консольно и диаметрально противоположно установлены два патрубка 10 и 11 с тяговыми соплами 12 и 13, соответственно, на их свободных концах. Тяговые сопла 12 и 13. с целью реверсирования машины, ориенти 00 о ел ю 1829521 ровами в одну сторону, а ось каждого сопла перпендикулярна продольной оси вала 2, что позволяет создавать крутящий момент на валу 2 от силы реактивной тяги. Тяговые сопла посредством полостей 14 и 15 в пат- 5 рубках 10 и 11, соответственно, и соответствующих осевых каналов 3 и 4 в валу 2 сообщены с торцевыми входами 5 и 6 с образованием непрерывных газовых трактов. Для уменьшения гидравлических потерь патрубки 10 и 11 выполнены криволинейными, а для уменьшения аэродинамического сопротивления при вращении ротора 1 (фиг. 1) и ужесточения конструкции патрубки 10 и 11 закрыты обтекателями 16(фиг. 2). Перед 15 торцевыми входами 5 и 6 (фиг. 1) соосно осевым каналам 3 и 4 установлены подводящие бесконтактные газодинамические устройства в виде подводящих патрубков 17 и 20 18 с питающими соплами 19 и 20 соответстйенно. Питающие сопла 19 и 20 а данном примере выполнения представляют собой сверхзвуковые сопла Лаваля. Между срезами 21 (фиг. 1, 3, 4) и 22 соответствующих 25 питающих сопел 19 и 20 и соответствующими торцевыми входами 5 и б образованы зазоры д. Входные участки осевых каналов 3 и 4 вала 1 (фиг. 1, 3. 4) снабжены вкладышами 23 и 24 соответственно. 30 Вкладыши могут быть выполнены сложной конфигурации, имеющими конические (дозвуковые, расширяющиеся в направлении потока выходные участки 23 и 24) и цилиндрические входные участки 25 и 26 35 (фиг. 1, 3), площадь поперечного сечения каждого из которых меньше площади поперечного сечения канала основного непрерывного газового тракта. Для обеспечения гарантированного 40 перехода потока со сверхзвуковой скорости А> 1 на дозвуковую Я 1, ментом, имеющим цилиндрический входчто происходит при сверхкритических отноной и к о н и ч е с к и й р а с ш и р я ю щ и й с я шениях давления на сопле 19. выходной участки, установленным во входном участке осевого канала вала (газового При этом за срезом 21 питающего сопла тракта), оказываются меньше, чем без него, 19 в зазоре 6 образуется устойчивая сверх10 несмотря на увеличение суммарного коэфзвуковая струя с жесткими (непроницаемыфициента потерь от введения указанного ми) границами ее контура (фиг. 3, 4). вкладыша. Сверхзвуковая струя после прохождения зазора д через торцовый вход 5 втекает в При использовании вкладыша с коничегазовый тракт ротора 1, например, во входскими участками: сужающимся входным и ной участок 25 вкладыша.. При условии вхо- 15 расширяющимся выходным (сверхзвуковода струи по всему сечению торцового входа го диффузора) (фиг. 4) торможение и пере5 происходит газодинамическое запирание ход п о т о к а на д о з в у к о в у ю с к о р о с т ь газового тракта ротора 1 сверхзвуковым попроисходит через систему скачков, суммартоком. Указанное запирание основано на ная ИНТеНСИВНОСТЬ КОТОрЫХ меньше, ЧЄМИН' том. что слабые возмущения (волна давле- 20 тенсивность прямого скачка для тех же ния) распространяются со скгростью звука величин относительной скорости перед и не могут проходить против сверхзвуковоскачком А > 1, т.е. обеспечивается уменмиего потока, спедовательно, утечки рабочего ние потерь энергии по сравнению с прямым тела (газа) или газового тракта ротора 1 че- 25 с к З Ч К 0 М уплотнения при достаточно боль* рез зазор д практически полностью исклюшой сверхзвуковой скорости на входе ( I > 2). Это обуславливаем возможность увеличечаются. Для обеспечения входа струи со ния зазора д и уменьшения отношения гасверхзвуковой скоростью в газовый тракт зодинамической функции q(A = FKp.n./FBx. ротора 1 и возможно большего увеличения зазора 6 форма сверхзвуковой струи долж- 30 где Ficpn. - площадь критического сечения питающего сопла (19 или 20); на соответствовать режиму истечения из питающего сопла 19 с недорасширением FBX. - площадь сечения входного участ(на фиг. 4 и 5 граница струи показана в виде ка (25 или 26). т.е. устраняется влияние техдвух кривых), т.е. давление на срезе 21 пинологических ограничений при высокой тающего сопла 19 больше давления окружа- 35 надежности турбины. Дальше поток движется с небольшой скороющей среды, или близкому к расчетному стью по непрерывному газовому тракту до режиму истечения, когда давление на срезе тягового сопла 12 (фиг. 1, 2), в котором раз21 питающего сопла 19 равно давлению окгоняется и истекает с большой скоростью ружающей среды. (обычно со сверхзвуковой А > 1), т.е. происОдновременно с этим обеспечивается ходит прямое преобразование потенцмапьусловие втекания струи в торцевой вход 5 по ной энергии рабочего тела в кинетическую всему его сечению, а не частично, т.е. искэнергию истекающей из тягового сопла 12 лючается непопадание периферийной зоны струи. В результате образуется реактивная струи в торцевой вход 5 и, следовательно, тяга на плече патрубка 10 и, соответственно, утечка из него, которое обусловлено конккрутящий момент на валу 2 ротора 1. наретными геометрическими соотношениями: правленный по часовой стрелке (взгляд по площадей сечений входного участка 25 FBX оси вала 2 слева по фиг. 1). Крутящий момент диффуэорного элемента, критического (мис направляющегося в опорах 7 вала 2 понимального) питающего сопла 19 F*p n, зазора 6 и формы струи, т.е. угла раскрытия 50 средством шестерни 8 передается на исполнительный орган машины (не показано), т.е. сверхзвуковой части питающего сопла 19 осуществляется механическая работа. у истеяени его газодинамической нерасчетности, Далее движущийся со сверхзвуковой Выполнение входного цилиндрического скоростью А > 1 по входному участку 25 5 5 участка Le* перед коническим выходным поток тормозится и посредством прямого ' расширяющимся (доэвукоаым) участком скачка уплотнения переходит в дозвуковую вкладыша по условию; скорость А < 1 (фиг. 3) и в расширяющемся дозвуковом выходном участке вкладыша 23 D кр-П тормозится еще более (до малых доэвуко 1829521 обеспечивает расположение скачка уплотнения во входном участке, т.е. переход потока на дозвуковую скорость до выходного участка вкладыша, что определяется технологическими возможностями по допуску на выполнение диаметра кинетического сечения тягового сопла ДОкр.т. при заданном диаметре питающего сопла DKp.n. Невыполнение этого условия приводит к входу скачка уплотнения в выходной участок (расширение диффузора) при увеличении Окр.г.'от номинального (сверх допуска ЛОкр.т.) и соответственно увеличению потерь энергии на скачке, так как скорость потока перед скачком ( ^c K ,t) возрастает. Работа турбины в режиме реверса (фиг. 1 и 2) осуществляется подачей рабочего тела в другое подводящее устройство, а именно, в подводящий патрубок 18 и, соответственно, в питающее сопло 20, далее процесс течения рабочего тела по газовому тракту ротора и сама работа турбины аналогичны описанному выше при участии в работе вкладыша с участками 26 и 24. Формула изобретения 1. Струй но-реактивная турбина, содержащая вал с осевым каналом, подключенным по меньшей мере к одному реактивному тяговому соплу, и подводящее устройство с питающим соплом, установленное соосно с валом с осевым зазором, причем минимальная площадь питающего сопла меньше минимальной площади тягового сопла, а площадь среза питающего сопла меньше площади торцового входа осевого канала вала, о т л и ч а ю щ а я с я тем, что, с целью'уменьшения потерь по газовому тракту, турбина дополнительно снабжена вкладишем во входном участке осевого канала вала. 2. Турбина по п. 1 . о т л и ч а ю щ а я с я тем, что вкладыш выполнен с цилиндрическим входными расширяющимся выходным участками. 3. Турбина по п. 1, о т л и ч а ю щ а я с » тем, что суладыш выполнен с сужающимся 8 входным и расширяющимся выходным уча^ стками. 4. Турбина по п. 1 и 2, о т л и ч а ю щ а яс я тем, что длина вкладыша участка удовії лётворяет условию: 10 где Хвх. - приведенная душна входного участка, 2* ,1 15 -вх_ Dвх где LBX. - длина входного участка* Ок.•- диаметр входного участка, Атр -коэффициент гидравлических по20 терь на трение входного участка, К-показатель адиабаты, . Окр.п. - диаметр минимального (критического) сечения питающего сопла, A DKP.T. - допуск в плюс (положительный) на диаметр минимального {критическо25 го) сечения тягового сопла, заданный по условиям технологии: . : 30 4» Окрл. * Окр.т.иакс. ~ О«рл.н„ где Окр.г,макс * максимальный диаметр критического сечения тягового сопла, "...='::. • Оир.і.н. - номинальный диаметр критического сечений тягового сопла, соответст35 вующий расположению скачка уплотнения в плоскости торцового входа в канал вала» • Кі - эмпирический коэффициент про* '• порциональности: 40 Kt - Gi + к? ( .п.н.-номинальный диаметр критического сечения питающего сопла; Сі - эмпирический «оэффициеМт, ;'•'•; . ;с**іг-. ;v'v':-: 50 Кг - эмпирический коэффициент, Ка-6,5. 1829521 13 /5 11 5 15 5 2, /7 /9 5 23 31 V / 7 7 „ 7 26 7 6 го 78 10 w Фиг I '//////////////////////////////у Граница, струи Y/////W/////////////////, Фиг.З скачок уплотнения 1829521 Скачки Граница струи 17(18) 19(10) 5(в) г Фиг. 4 Редактор Составитель Л.Евтушенко Техред М.Моргентал Корректор Н.Гунько За.кзз 2575 /ДСП Тираж Подписное ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР 113Q35, Москва, Ж-35. Раушская наб., 4/5 Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина, 101