Способ и устройство для уменьшения скорости вращения ротора в случае разрушения вала турбины газотурбинного двигателя

Авторы патента:


Способ и устройство для уменьшения скорости вращения ротора в случае разрушения вала турбины газотурбинного двигателя
Способ и устройство для уменьшения скорости вращения ротора в случае разрушения вала турбины газотурбинного двигателя
Способ и устройство для уменьшения скорости вращения ротора в случае разрушения вала турбины газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2418965:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к способу, предназначенному для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и имеющий возможность вращаться внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала. Этот способ отличается тем, что он состоит в измерении температуры в некоторой точке на поверхности статора, располагающейся по потоку позади ротора, в передаче сигнала этого измерения в средства управления торможением ротора, причем это средство управления выполнено таким образом, чтобы включать торможение ротора в том случае, когда упомянутая температура достигает некоторого предварительно определенного порогового значения. Изобретение относится также к устройству, предназначенному для реализации этого способа. Технический результат - обеспечение простоты и эффективности данных способа и устройства. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности к области многоконтурных турбореактивных двигателей, и касается системы, обеспечивающей возможность выявления разрушения вала двигателя для того, чтобы обеспечить прекращение его вращения в течение возможно более короткого промежутка времени.

В многовальном и многоконтурном турбореактивном двигателе, оборудованном турбовентилятором, вентилятор приводится во вращательное движение при помощи турбины низкого давления. В том случае, когда вал, связывающий ротор вентилятора с ротором турбины, разрушается, механическая нагрузка на турбину резко падает, тогда как газовый поток двигателя продолжает передавать свою энергию ротору этой турбины. Вследствие этого быстро возрастает скорость вращения ротора, которая может достигнуть предельного значения, определяемого его механической прочностью, и может привести к разрушению турбины, что чревато катастрофическими последствиями.

В существующем уровне техники уже были предложены специальные средства, обеспечивающие торможение вращения ротора турбины в подобной аварии. Перемещение ротора турбины в осевом направлении, являющееся следствием разрушения упомянутого вала, приводит в действие специальный механизм, который предназначен для рассеивания и поглощения кинетической энергии ротора турбины. При этом речь идет, например, о крылышках примыкающего колеса неподвижного направляющего лопаточного аппарата, которые отклоняются в направлении лопаток ротора таким образом, чтобы войти в пространства между ними и пересечь траекторию их движения. В этом случае кинетическая энергия рассеивается в результате трения деталей между собой, их деформации и даже их разрушения. Такое техническое решение влечет за собой значительные затраты на ремонт и восстановление поврежденного лопаточного аппарата.

Согласно другому решению предлагалось прекратить подачу топлива, питающего камеру сгорания, для устранения источника энергии, разгоняющего ротор. Это техническое решение состоит в обеспечении контроля скорости вращения валов при помощи резервных или дополнительных средств измерения и в приведении в действие средств прекращения подачи топлива в том случае, когда выявлено предварительно определенное превышение нормальной скорости их вращения. В соответствии с патентом US 6494046 измеряют частоты вращения на двух концах вала на уровне опорных подшипников этого вала и осуществляют непрерывное сравнение этих частот между собой в реальном масштабе времени.

Техническая задача данного изобретения состоит в том, чтобы предложить достаточно простой и эффективный способ, предназначенный для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и имеющий возможность вращаться внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала.

Предлагаемый способ отличается тем, что измеряют температуру на поверхности статора в некоторой точке, располагающейся по потоку позади ротора, передают сигнал, соответствующий результату этого измерения на средства управления торможением вращения ротора, причем указанное средство управления выполнено с возможностью обеспечения торможения вращения ротора в том случае, когда упомянутая температура достигает некоторого предварительно определенного порогового значения. Это средство торможения предпочтительно представляет собой вычислительное устройство, управляющий подачей топлива, питающего камеру сгорания двигателя. В том случае когда измеренная температура достигает упомянутого предварительно определенного порогового значения, вычислительное устройство подает команду на прекращение подачи топлива.

При этом достаточно перемещения ротора на небольшое расстояние в осевом направлении для того, чтобы этот ротор вошел в механический контакт со статором и вызвал очень быстрое и значительное его нагревание в результате трения. При этом задействованные мощности по существу являются достаточно высокими. Таким образом, измеренная температура представляет собой эффективный индикатор разрушения вала. Практически синхронное прерывание подачи топлива при этом позволяет исключить вращение вразнос рабочего колеса турбины, или по меньшей мере ограничить скорость такого вращения, устраняя главный источник подвода энергии к рабочему колесу турбины. Такое техническое решение приводит к выигрышу с точки зрения запаса до разноса или разрушения турбины, что может в конечном счете выразиться в выигрыше с точки зрения обеспечения безопасности, в отношении массы конструкции или же в уровне прочности, требуемой для вращающихся деталей.

Предпочтительно, чтобы температура измерялась с использованием датчика, представляющего собой термопару, причем по меньшей мере один, или несколько датчиков температуры, представляющих собой термопары, были установлены вокруг оси данного двигателя.

Предпочтительно также, чтобы упомянутое пороговое значение температуры превышало максимальную температуру, которая может быть достигнута в процессе нормального функционирования двигателя. Таким образом, исключается опасность ошибок, связанных, в частности, с повторным введением горячего газа.

Предлагаемое изобретение относится также к устройству, предназначенному для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и выполненный с возможностью вращения по отношению к статору, в случае разрушения упомянутого вала. Устройство отличается тем, что оно содержит датчик температуры, размещенный на поверхности статора и располагающийся в непосредственной близости от ротора, связанный с органом управления подачей топлива в двигатель, причем упомянутый орган управления выполнен с возможностью прерывания подачи топлива в том случае, когда сигнал, выдаваемый упомянутым датчиком, превышает некоторое предварительно определенное пороговое значение. Это устройство содержит один или несколько датчиков температуры и турбина содержит рабочее колесо с ободом, причем указанный датчик или датчики располагаются на поверхности статора, позади по потоку и в непосредственной близости от упомянутого обода.

Предпочтительно, чтобы упомянутые датчики температуры представляли собой термопары и содержали зонд, закрепленный на поверхности статора посредством керамического или металлического предохранительного покрытия. Такое техническое решение позволяет разместить зонд термопары на относительно небольшом расстоянии от смежного ротора, обеспечивая при этом защиту зонда в процессе нормального функционирования двигателя таким образом, что механический контакт между ротором и статором обеспечивает быстрое нагревание зонда термопары, способствующее быстрой подаче топлива.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из описания, не являющегося ограничительным вариантом его осуществления, приводимого со ссылками на чертежи, в числе которых:

- Фиг.1 представляет собой схематический вид в половинном осевом разрезе участка турбины двухвального газотурбинного двигателя, имеющего в своем составе устройство в соответствии с предлагаемым изобретением,

- Фиг.2 представляет собой схематический вид в разрезе по плоскости II-II, показанной на фиг.1 и проходящей над датчиком температуры,

- Фиг.3 представляет собой упрощенную блок-схему системы управления подачей топлива.

На фиг.1 показана часть участка турбины 1 газотурбинного двигателя. В двухвальном и двухконтурном турбореактивном двигателе участок турбины 1 содержит турбину высокого давления 2, которая принимает горячие газы, поступающие из камеры сгорания, не представленной на приведенных в приложении фигурах. Эти горячие газы после прохождения через лопаточный аппарат рабочего колеса турбины высокого давления направляются, через неподвижный направляющий лопаточный аппарат 3, на участок 5 турбины 4 низкого давления. Этот участок 5 состоит из ротора 6, выполненного в данном случае в виде барабанного соединения нескольких, в данном случае 5-ти снабженных системой лопаток дисков с 61 по 65. Эти лопатки, содержащие лопасть и корневую часть, устанавливаются, обычно в индивидуальном порядке, на периферийную часть упомянутых дисков в ложементы, выполненные на ободе. Каждый из неподвижных направляющих лопаточных аппаратов 7 вставлен между ступенями турбины для того, чтобы соответствующим образом ориентировать газовый поток по отношению к располагающейся позади от него по потоку подвижной системе лопаток. Ротор 6 турбины устанавливается на валу 8, располагающемся концентрическим образом по отношению к валу турбины высокого давления, не показанному на приведенных в приложении чертежах, причем этот вал продолжается в осевом направлении в сторону передней части двигателя, где он соединяется с ротором вентилятора. Эта вращающаяся система удерживается при помощи соответствующих опорных подшипников, располагающихся в передней и в задней части двигателя. На фиг.1 показан вал 8, удерживаемый при помощи опорного подшипника 9 в конструктивном кожухе, называемом выхлопным кожухом 10. Выхлопной кожух 10 снабжен средствами подвески, предназначенными для его монтажа на летательном аппарате.

В случае разрушения в процессе функционирования двигателя вала 8, подвижная система турбины низкого давления смещается в направлении назад, или в направлении направо на упомянутой фигуре, вследствие воздействия давления, создаваемого потоком поступающих газов. В то же время скорость вращения этой подвижной системы увеличивается вследствие исчезновения связанной с ней нагрузки в сочетании с тангенциальным толкающим усилием, которое поток горячих газов продолжает оказывать на подвижные лопатки в процессе прохождения через турбину, и она увеличивается в диаметре.

Для предотвращения вращения ротора турбины вразнос воздействуют на орган управления подачей топлива таким образом, чтобы обеспечить прекращение подачи топлива. Без такой подпитки энергией скорость вращения ротора быстро падает вследствие трения, возникающего в результате механических контактов, являющихся следствием осевого и радиального перемещения упомянутой подвижной системы.

При этом размещают датчик 11 температуры, и предпочтительно несколько таких датчиков, на тех частях статора участка турбины, которые прежде всего будут входить в механический контакт с подвижной частью этой турбины после разрушения вала и связанного с этим смещения этой подвижной части в осевом направлении или в радиальном направлении.

Предпочтительно, чтобы указанные датчики располагались на выхлопном кожухе 10 и, более конкретно, на части 10А статора, располагающейся на некотором расстоянии в радиальном направлении от оси XX двигателя, соответствующем расстоянию от обода 65А диска 65 последней ступени турбины в радиальном направлении до этой оси двигателя. Указанные датчики располагаются на части 10А статора таким образом, чтобы они находились как можно ближе к поверхности, которая располагается против обода 65А. При этом желательно, чтобы упомянутое расстояние было достаточно малым для того, чтобы ротор входил в механический контакт с той частью статора, на которой размещены упомянутые датчики. В том случае, когда ротор турбины проталкивается в направлении назад, его обод 65А входит в механический контакт со статором 10А, продолжая при этом вращаться. Возникающее при этом трение вызывает нагрев статора 10А. Располагая датчики 11 надлежащим образом, можно добиться того, чтобы температура датчиков повышалась с малым запаздыванием по отношению к температуре поверхностей, находящихся в непосредственном механическом контакте друг с другом.

Предпочтительно также располагать датчики под неподвижным направляющим лопаточным аппаратом первой ступени турбины.

В соответствии с предлагаемым изобретением предпочтительным является использование датчиков температуры в виде термопар. Термопара обычно содержит, как известно, горячий стык, образующий собственно зонд, входящий в контакт с окружающей средой, температуру которой необходимо измерить. Этот зонд связан при помощи электрических проводников с холодным стыком, содержащимся при некоторой эталонной температуре.

Согласно изобретению, зонд датчика 11 залит в керамическую или металлическую массу 13, приклеенную или закрепленную иным способом на передней по потоку поверхности этой части 10А статора 10 против обода вращающегося диска 65А. Электрические проводники 14 термопары, связывающие зонд с органами управления, направляются через полость радиального кронштейна 10В выхлопного кожуха 10 вплоть до вычислительного устройства управления средствами подачи топлива в камеру сгорания. Как показано на фиг.2, зонд с горячим стыком располагается на некотором, по возможности минимальном расстоянии D от поверхности присоединенной керамической или металлической массы для увеличения быстродействия в случае возникновения механического контакта, с учетом того, что стык должен быть защищен от агрессивного воздействия со стороны горячих газов в процессе нормального функционирования двигателя.

Представленная на фиг.2 масса 13, выполненная из керамического материала, например, на основе циркона или гидроокиси алюминия, или из металла, например, из сплава на основе NiCoAl или сплава на основе NiAl, может быть нанесена посредством плазменного пучка. Толщина нанесенного материала может иметь величину, например, в диапазоне от 2 мм до 4 мм. Зонд 11 оказывается, таким образом, полностью покрытым упомянутой массой, находясь при этом на расстоянии D от поверхности этой массы, которое может быть достаточно малым и позволяет обеспечить его быстрое нагревание.

На фиг.3 схематически показана цепь управления. Температурный зонд формирует сигнал, соответствующий измеренному значению температуры и направляемый в вычислительное устройство 100. В данном случае речь идет, например, о полностью автономном электронном блоке регулирования, который представляет собой орган регулирования двигателя. Этот блок обычно обозначают термином FADEC, что представляет собой акроним английского выражения Full Authority Digital Electronic Control. Этот блок регулирования управляет приводным средством 110 клапана 111 подачи топлива в трубопроводе 120, питающем камеру сгорания данного газотурбинного двигателя.

В том случае, когда измеренная датчиком температура превышает некоторое предварительно определенное пороговое значение, вычислительное устройство выдает команду на закрытие клапана 111 подачи топлива. Это пороговое значение располагается, например, за пределами диапазона EGT (Exhaust Gaz Temperature) или температуры газов на выходе из двигателя. При этом речь идет о различии между температурой, при которой двигатель должен работать для получения желаемой тяги, и сертификационной температурой.

1. Способ уменьшения скорости вращения турбины газотурбинного двигателя, содержащей ротор, приводящий в движение вал и выполненный с возможностью вращения внутри статора в случае разрушения упомянутого вала, отличающийся тем, что измеряют температуру на поверхности статора в некоторой точке, располагающейся по потоку позади ротора, передают сигнал, соответствующий измеренному значению температуры, в средство управления торможением ротора, причем указанное средство управления выполнено с возможностью включения торможения ротора при достижении указанной температуры некоторого предварительно заданного порогового значения.

2. Способ по п.1, в котором упомянутое средство управления представляет собой средство управления подачей топлива, питающего камеру сгорания двигателя.

3. Способ по п.1, в котором температуру измеряют при помощи по меньшей мере одного датчика, содержащего термопару.

4. Способ по п.3, в котором температуру измеряют в нескольких точках, распределенных вокруг оси турбины, при помощи нескольких датчиков, содержащих термопары.

5. Способ по п.1, в котором упомянутое пороговое значение температуры превышает максимальную температуру, которая может быть достигнута в процессе нормального функционирования двигателя.

6. Устройство, предназначенное для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор с рабочим диском турбины, снабженным ободом, приводящий в движение вал и выполненный с возможностью вращения относительно статора в случае разрушения упомянутого вала, отличающееся тем, что содержит датчик температуры на поверхности статора, располагающийся в непосредственной близости от ротора и связанный с органом управления подачей топлива в двигатель, причем упомянутый орган управления выполнен с возможностью прерывания подачи топлива в том случае, когда сигнал, выдаваемый упомянутым датчиком, превышает некоторое предварительно заданное пороговое значение, причем датчик располагается на статоре непосредственно позади по потоку относительно упомянутого обода ротора.

7. Устройство по п.6, в котором упомянутый датчик представляет собой датчик с термопарой.

8. Устройство по п.7, содержащее несколько зондов с термопарами.

9. Устройство по п.6, в котором зонды с термопарами закреплены на статоре при помощи керамической оболочки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) ГТД.

Изобретение относится к системам управления газотурбинных установок, а именно к системам защиты газотурбинных установок для механического привода и привода электрогенератора от опасных забросов частоты вращения (раскрутки) свободной силовой турбины.

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полета самолета с газотурбинным двигателем. .

Изобретение относится к области защиты турбомашинных агрегатов, включающих газотурбинные установки (газовые турбины и приводимые ими машины, например, генераторы), от опасных забросов частоты вращения при внезапном полном или частичном сбросе нагрузки.

Изобретение относится к области систем управления сложных объектов техники, работающих в широком диапазоне режимов и нагрузок и может быть использовано в системах управления газотурбинных двигателей, турбин электростанций и т.д.

Изобретение относится к области энергетики и позволяет исключить время, требуемое для проведения консервации теплоэнергетического оборудования при выводе его в ремонт, либо в резерв на срок, превышающий трое суток.

Изобретение относится к области управления газотурбинными двигателями, используемыми в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетических отраслях

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно замеряют частоту вращения компрессора ГТД, сравнивают ее с наперед заданным значением, определяемым расчетно-экспериментальным путем для каждого типа ГТД, уточняемым в процессе приемосдаточных испытаний (ПСИ) для каждого конкретного ГТД и корректируемым в зависимости от положения рычага управления двигателя (РУД), температуры и давления воздуха на входе в ГТД, скорости полета самолета и величины отборов воздуха из компрессора ГТД на самолетные нужды, в случае если частота вращения компрессора ГТД растет и становится больше наперед заданного значения, уменьшают расход топлива в КС ГТД с помощью резервного устройства дозирования до тех пор, пока частота вращения компрессора ГТД не снизится до наперед заданного значения, обеспечивающего тягу ГТД требуемого уровня. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД и безопасности самолета за счет повышения качества работы САУ в части защиты ГТД от неконтролируемого роста тяги на критичных режимах полета самолета. 1 ил.
Наверх