Пристрій для виявлення руйнування вала газової турбіни

Номер патенту: 83937

Опубліковано: 26.08.2008

Автор: Білсон Крістофер

Завантажити PDF файл.

Формула / Реферат

1. Пристрій для виявлення руйнування вала ротора першої турбіни газової турбіни, насамперед турбіни середнього тиску авіаційного двигуна, що має щонайменше два компресори, щонайменше одну камеру згоряння та щонайменше дві турбіни - першу турбіну та розташовану за нею по ходу потоку газу другу турбіну (11), насамперед турбіну низького тиску, який відрізняється тим, що між ротором першої турбіни і статором другої турбіни (11) радіально усередині поруч із диском останньої в напрямку потоку газу решітки лопаток першої турбіни, що утворюють її робочу решітку, розташований керуючий елемент (18), що установлений у радіально внутрішній ущільнювальній конструкції (19) статора другої турбіни (11) з можливістю переміщення в осьовому напрямку, відповідно в напрямку потоку газу, у статорі другої турбіни (11) установлений з можливістю переміщення в радіальному напрямку передатний елемент (22), щосвоїм радіально внутрішнім кінцем (25) взаємодіє з керуючим елементом (18), а своїм радіально зовнішнім кінцем (26) - з розташованим радіально зовні на корпусі (14) газової турбіни комутаційним елементом (23) і між керуючим елементом (18) і передатним елементом (22) і/або між передатним елементом (22) і комутаційним елементом (23) для їхнього механічного зв'язку розташований щонайменше один пружно деформівний пружний елемент (21, 27).

2. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що передатний елемент (22) рухливо встановлений у першій у напрямку потоку газу решітці лопаток другої турбіни (11), що утворюють її сопловий апарат (10).

Текст

1. Пристрій для виявлення руйнування вала ротора першої турбіни газової турбіни, насамперед турбіни середнього тиску авіаційного двигуна, що має щонайменше два компресори, щонайменше одну камеру згоряння та щонайменше дві турбіни - першу турбіну та розташовану за нею по ходу потоку газу другу турбіну (11), насамперед турбіну низького тиску, який відрізняється тим, що між ротором першої турбіни і статором другої C2 2 (19) 1 3 83937 відразу після руйнування вала можна було припинити подачу палива в камеру згоряння. Однак подібне виявлення руйнування вала газової турбіни пов'язано з певними труднощами насамперед у зазначеній вище газовій турбіні із трьома валами, які розташовані співвісно один до іншого один в іншому. При наявності в газової турбіни трьох таких валів особливі складності виникають головним чином з надійним виявленням руйнування середнього вала, що кінематично зв'язує турбіну середнього тиску з компресором середнього тиску. Виходячи з вищевикладеного, в основу даного винаходу було покладене завдання розробити новий пристрій для виявлення руйнування вала газової турбіни. Зазначене завдання вирішується за допомогою пристрою для виявлення руйнування вала газової турбіни, заявленого в даному винаході. Пропонований у винаході пристрій призначений для виявлення в газовій турбіні, насамперед авіаційному двигуні, р уйнування вала ротора її першої турбіни, насамперед турбіни середнього тиску, за якою за ходом потоку газу розташована друга турбіна, насамперед турбіна низького тиску. Такий пристрій має розташований між ротором першої турбіни і статором другої турбіни радіально усередині відносно проточної частини газової турбіни керуючий елемент і рухливо встановлений у статорі другої турбіни передатний елемент, що передає рух розташованого радіально усередині керуючого елемента, здійснюваний ним у результаті руйнування вала, на комутаційний елемент, що розташований радіально зовні відносно проточної частини газової турбіни на її корпусі. Таким чином, у даному винаході пропонується пристрій для виявлення руйнування вала газової турбіни, що має розташований радіально усередині механічний керуючий елемент для механічного виявлення руйнування вала, а також механічний передатний елемент для механічної передачі руху керуючого елемента, здійснюваного ним у результаті руйнування вала, на розташований радіально зовні комутаційний елемент. Такий комутаційний елемент закріплений радіально зовні на корпусі газової турбіни. Вузли і елементи пропонованого у винаході пристрою для виявлення руйнування вала газової турбіни, які розташовані радіально усередині відносно проточної частини газової турбіни і доступ до яких тому утр уднений, виконані у вигляді винятково механічних компонентів і завдяки цьому мають високу надійність у роботі. Комутаційний же елемент, що з'єднаний з керуючою електронікою авіаційного двигуна і являє собою електричний, відповідно електронний компонент, легко доступний радіально зовні корпуса газової турбіни. Завдяки цьому до комутаційного елемента є легкий доступ для його технічного обслуговування. Переважні варіанти здійснення винаходу представлені в залежному пункті формули винаходу і наступному описі. Нижче винахід розглянутий на прикладі одного з варіантів його здійснення, що не обмежує його обсяг, з посиланням на додане до опису креслення, на якому в розрізі показаний фрагмент пропо 4 нованої у винаході газової турбіни із пропонованим у винаході пристроєм для виявлення руйнування її вала. Нижче даний винахід більш докладно описаний з посиланням на додане креслення. На кресленні в розрізі схематично показаний фрагмент пропонованої у винаході газової турбіни, зокрема авіаційного двигуна, у зоні нерухомого соплового апарата 10 турбіни 11 низького тиску. Показаний на кресленні сопловий апарат 10 турбіни 11 низького тиску утворений безліччю розподілених по окружності нерухомих соплових лопаток 12, які своєю радіально зовнішньою частиною 13 закріплені на нерухомому корпусі 14 газової турбіни. Пір'я 15 соплових лопаток 12 соплового апарата 10 проходять у зоні проточної частини турбіни 11 низького тиску в радіальному напрямку між радіально зовнішньою частиною 13 і радіально внутрішньою частиною 16 соплових лопаток 12. Напрямок потоку газу в проточній частині турбіни позначений на кресленні стрілками 17. Показаний на кресленні сопловий апарат 10 турбіни 11 низького тиску являє собою її першу в напрямку потоку газу (стрілка 17) решітку лопаток. По ходу потоку газу за сопловим апаратом 10 турбіни 11 низького тиску розташована її не показана на кресленні робоча решітка. По ходу потоку газу перед турбіною 11 низького тиску розташована не показана на кресленні турбіна середнього тиску. При цьому перед показаною на кресленні першою в напрямку потоку газу решіткою лопаток турбіни 11 низького тиску, що утворюють її сопловий апарат 10, розташована остання в напрямку потоку газу, не показана на кресленні решітка лопаток турбіни середнього тиску, що утворюють її робочу решітку. По ходу потоку перед турбіною середнього тиску переважно розташована турбіна високого тиску. Як зазначено вище, у газових турбінах подібного типу, що мають три турбіни і три компресори, ротори турбіни високого тиску і компресора високого тиску, ротори турбіни середнього тиску і компресора середнього тиску і ротори турбіни низького тиску і компресора низького тиску з'єднані між собою своїм валом, при цьому всі три вали розташовані співвісно один до іншого один в іншому. Завдання даного винаходу полягало в тому, щоб запропонувати пристрій для виявлення руйнування вала газової турбіни, що був б придатним насамперед для виявлення руйнування вала, що з'єднує ротор турбіни середнього тиску з ротором компресора середнього тиску. Необхідність виявлення руйнування саме цього вала пов'язана з тим, що при його руйнуванні здійснювана турбіною середнього тиску робота, відповідно розвинена нею потужність, не може більше відбиратися компресором середнього тиску, через що турбіна середнього тиску може почати обертатися із завищеною частотою. Оскільки подібне обертання турбіни із завищеною частотою може привести до серйозних ушкоджень авіаційного двигуна, необхідно забезпечити можливість надійного виявлення руйнування вала газової турбіни. Для рішення описаного вище завдання згідно з даним винаходом пропонується розмістити між ротором не показаної на кресленні турбіни серед 5 83937 нього тиску і статором турбіни 11 низького тиску керуючий елемент 18, що у показаному на кресленні прикладі розташований між останньою в напрямку потоку газу решіткою лопаток турбіни середнього тиску, що утворюють її робочу решітку, і першою в напрямку потоку газу решіткою лопаток турбіни 11 низького тиску, що утворюють її сопловий апарат 10. Відносно проточної частини турбіни керуючий елемент 18 розташований при цьому радіально усередині її поруч із не показаним на кресленні диском останньої в напрямку потоку газу решітки лопаток не показаної на кресленні турбіни середнього тиску, що утворюють її робочу решітку. Керуючий елемент 18 установлений у радіально внутрішній ущільнювальній конструкції 19 статора турбіни 11 низького тиску з можливістю переміщення в напрямку потоку газу, відповідно в осьовому напрямку. Можливість осьового переміщення керуючого елемента 18 позначена на кресленні двоспрямованою стрілкою 20. Як показано на кресленні, до одного кінця керуючого елемента 18 приєднаний пружно деформівний пружний елемент 21, ступінь прогину якого безпосередньо залежить від осьового положення керуючого елемента 18. При руйнуванні вала, що з'єдн ує розташовану по ходу потоку газу перед турбіною низького тиску турбіну середнього тиску з компресором середнього тиску, ротор турбіни середнього тиску через різницю тисків усередині неї починає переміщатися в напрямку статора турбіни 11 низького тиску і тим самим назад, відповідно в напрямку потоку газу (стрілка 17), у результаті чого ротор турбіни середнього тиску стикається з керуючим елементом 18 і переміщає його в позначеному стрілками 17 осьовому напрямку. У показаному на кресленні прикладі диск останньої в напрямку потоку газу решітки лопаток турбіни середнього тиску, що утворюють її робочу решітку, пускає в хід керуючий елемент 18, що відноситься до першої в напрямку потоку решітки лопаток першої турбіни 11 низького тиску, що утворюють її сопловий апарат 10. Керуючий елемент 18 взаємодіє з передатним елементом (штовхачем) 22, що при руйнуванні вала і відповідно при спрацьовуванні керуючого елемента 18 пускає в хід комутаційний елемент 23, що закріплений радіально зовні на корпусі 14 газової турбіни. Як показано на кресленні, передатний елемент 22 установлений у статорі турбіни 11 низького тиску і, зокрема, у її нерухомому сопловому апараті 10 з можливістю переміщення в радіальному напрямку. Можливість радіального переміщення передатного елемента 22 позначена на кресленні двоспрямованою стрілкою 24. Передатний елемент 22 проходить у радіальному напрямку через показану на кресленні напрямну лопатку 12 соплового апарата 10 і своїм радіально внутрішнім кінцем 25 взаємодіє з керуючим елементом 18, а своїм радіально зовнішнім кінцем 26 -з комутаційним елементом 23. При руйнуванні вала газової турбіни в її системі середнього тиску ротор турбіни середнього тиску, а разом з ним і керуючий елемент 18 починають переміщатися в позначеному стрілками 17 напрямку, що 6 супроводжується збільшенням ступеня прогину пружного елемента 21, який у результаті починає переміщати передатний елемент 22 у напрямку радіально назовні. При цьому в показаному на кресленні прикладі радіально зовнішній кінець 26 передатного елемента 22 натискає на пружний елемент 27, який внаслідок обумовленого руйнуванням вала переміщення передатного елемента 22 у напрямку радіально назовні деформується, змінюючи свою форму з показаної на кресленні суцільними лініями до показаної переривчастими лініями, і в остаточному підсумку натискає на комутаційний елемент 23. Комутаційний елемент 23 з'єднаний з модулем 28 керуючого пристрою газової турбіни, що при виявленні руйнування її вала припиняє подачу палива в її камеру згоряння. Таким чином, у даному винаході пропонується пристрій для виявлення руйнування вала газової турбіни, що містить розташований радіально усередині газової турбіни керуючий елемент 18, за допомогою якого механічним шляхом виявляється руйнування вала, і передатний елемент 22, що механічним шляхом передає рух керуючого елемента 18, здійснюваний ним у результаті руйнування вала, на розташований радіально зовні на корпусі 14 газової турбіни комутаційний елемент 23. Розташовані радіально усередині, відповідно важкодоступні вузли і елементи пропонованого у винаході пристрою для виявлення руйнування вала працюють винятково на основі механічного принципу і завдяки цьому мають винятково високу відмовостійкістю. Електричні ж, відповідно електронні компоненти пропонованого у винаході пристрою, такі, наприклад, як комутаційний елемент 23, відповідно модуль 28, закріплені винятково зовні на корпусі 14 газової турбіни і завдяки цьому легкодоступні для технічного обслуговування. У показаному на кресленні прикладі передатний елемент 22 своїм радіально внутрішнім кінцем 25 через пружний елемент 21 взаємодіє з керуючим елементом 18, а своїм радіально зовнішнім кінцем 26 через пружний елемент 27 взаємодіє з комутаційним елементом 23. Слід зазначити, що передатний елемент 22 може взаємодіяти з керуючим елементом 18 і з комутаційним елементом 23 і безпосередньо своїм радіально внутрішнім кінцем 25, відповідно своїм радіально зовнішнім кінцем 26. Так, наприклад, керуючий елемент 18 на тій своїй ділянці, якою він взаємодіє з передатним елементом 22, може бути виконаний конічної форми, при якій керуючий елемент 18 при своєму осьовому переміщенні в позначеному двоспрямованою стрілкою 20 напрямку радіально переміщає передатний елемент 22 у позначеному двоспрямованою стрілкою 24 напрямку. Пружний елемент 24 переважно виконувати у вигляді тарілчастої пружини, що стрибкоподібно вигинається в іншу сторону. У цьому випадку при руйнуванні вала переміщення передатного елемента 22 радіально назовні стає більше вираженим і приводить до постійно зберігається вигину тарілчастої пружини в іншу сторону. Завдяки цьому підвищується надійність спрацьовування комутаційного елемента 23. 7 Комп’ютерна в ерстка В. Клюкін 83937 8 Підписне Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601

Дивитися

Додаткова інформація

Назва патенту англійською

Device for detecting a fracture in the shaft of a gas turbine

Автори англійською

Bilson Christopher

Назва патенту російською

Устройство для выявления разрушения вала газовой турбины

Автори російською

Билсон Кристофер

МПК / Мітки

МПК: F02C 9/46, F01D 21/00

Мітки: турбіни, виявлення, руйнування, вала, пристрій, газової

Код посилання

<a href="https://ua.patents.su/4-83937-pristrijj-dlya-viyavlennya-rujjnuvannya-vala-gazovo-turbini.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентів України">Пристрій для виявлення руйнування вала газової турбіни</a>

Подібні патенти