Индикатор эрозии крыльчатки турбокомпрессора

Способ определения эрозии крыльчатки центробежного турбокомпрессора ступени сжатия турбомашины. Крыльчатка (10) центробежного турбокомпрессора содержит ступицу (12), полотно (14), продолжающееся радиально от ступицы, и множество лопаток (16), установленных на крыльчатке. Полотно содержит индикатор (18) эрозии. Индикатор (18) эрозии содержит по меньшей мере одно ребро (20), выступающее радиально от периферийного края (22) полотна в положении задней кромки (16b) одной из лопаток (16). Причем ребро (20) имеет осевую толщину, которая меньше осевой толщины полотна (14) для образования уступа между плоской поверхностью ребра и поверхностью полотна, от которой продолжается лопатка. Для проверки вводят эндоскоп (40) в ступень (13) сжатия для проверки износа индикатора (18) эрозии крыльчатки. Исключена необходимость в демонтаже крыльчатки турбокомпрессора для проверки его эрозии, поскольку механик может проверить износ крыльчатки, направив камеру на индикатор износа. Затем, поворачивая крыльчатку турбокомпрессора, механик может легко проверить эрозию, создаваемую бороздами у хвостовиков каждой лопатки крыльчатки. Таким образом, степень эрозии можно определить при регламентном обслуживании, а не только при капитальном ремонте турбомашины. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к ступеням сжатия турбомашины, например, но не исключительно, авиационных газотурбинных двигателей и, в частности, настоящее изобретение относится к проблеме износа элементов, образующих такие ступени сжатия.

Более конкретно, настоящее изобретение относится к одному из составляющих компонентов турбомашины, т.е. крыльчатке центробежного турбокомпрессора, которая содержит ступицу, полотно, продолжающееся радиально от ступицы, и множество лопаток, установленных на нем.

Используемые ниже прилагательные «осевой» и «радиальный» относятся к оси вращения крыльчатки турбокомпрессора.

Такой центробежный турбокомпрессор хорошо известен и взаимодействует с радиальным диффузором для сжатия воздуха, поступающего в ступень сжатия, и последующего выпуска этого воздуха в радиальном направлении.

Известно, что каждая из лопаток имеет переднюю кромку, заднюю кромку и сторону нагнетания и сторону всасывания.

При работе ступени сжатия, в частности, но не исключительно, установленной в авиационном газотурбинном двигателе, например, вертолетном газотурбинном двигателе, крыльчатка турбокомпрессора подвергается эрозии из-за попадания в ступень сжатия твердых частиц, в частности, песка.

Через несколько часов работы обычно обнаруживается наличие профилей эрозии, в частности, в форме выемок на передних кромках лопаток и борозд на хвостовиках лопаток на сторонах нагнетания, которые продолжаются к задним кромкам. Другими словами, наличие борозд в этих местах является результатом эрозии крыльчатки.

Выемки на передних кромках могут привести к снижению характеристик и ухудшению аэродинамической стабильности компрессора, а также к снижению механической прочности лопаток. Кроме того, борозды снижают механическую прочность диска крыльчатки. Эрозия передних кромок легко обнаруживается обычными средствами (камерой, введенной во впуск для воздуха двигателя) и может случиться так, что она будет не так велика, как эрозия бороздчатого типа. Таким образом, необходимо проверять эрозию бороздчатого типа, поскольку при наличии чрезмерной эрозии крыльчатки, такую крыльчатку необходимо заменить.

По существу профиль эрозии очень небольшой и его трудно разглядеть, поэтому бывает трудно быстро определить, приемлема или неприемлема степень эрозии.

Задачей настоящего изобретения является создание крыльчатки центробежного компрессора, в которой эрозию бороздчатого типа можно определять быстро и просто.

Эта задача достигается благодаря наличию индикатора эрозии на полотне крыльчатки.

Индикатор эрозии выбирают так, чтобы его полная эрозия указывала на такую степень эрозии крыльчатки, при которой крыльчатка требует замены.

Следует также понимать, что индикатор является хорошо видимым и механик может легко и быстро проверить состояние износа крыльчатки турбокомпрессора.

Согласно настоящему изобретению индикатор эрозии снашивается постепенно по мере формирования борозд на колесе крыльчатки турбокомпрессора. Индикатор предпочтительно расположен так, чтобы эрозия приводила к уменьшению осевой толщины полотна и, следовательно, индикатора эрозии.

Предпочтительно, индикатор эрозии расположен на внешнем периферийном краю полотна так, чтобы можно было легко проверить образование борозд и, кроме того, расположенный в этом месте индикатор не нарушает поток воздуха через крыльчатку турбокомпрессора.

В наиболее предпочтительном варианте осуществления индикатор износа содержит по меньшей мере одно ребро, выступающее радиально от периферийного края полотна, при этом осевая толщина ребра меньше, чем осевая толщина полотна для образования уступа между плоской поверхностью ребра и поверхностью полотна, от которой продолжается ребро.

Другими словами, ребро имеет радиальное протяжение, немного большее, чем радиальное протяжение соответствующей лопатки, при этом термин «радиальное протяжение» означает радиальное расстояние от оси вращения полотна компрессора.

Другими словами, полотно имеет дополнительную радиальную толщину на периферийном краю.

При эрозии полотна, борозды, формирующиеся у хвостовика лопатки, «съедают» толщину лопатки в осевом направлении, в частности у задней кромки. В результате, уступ постепенно подвергается эрозии в осевом протяжении, при этом термин «осевое протяжение» означает расстояние между плоской поверхностью ребра и внутренней поверхностью полотна, на котором установлена лопатка. Это осевое протяжение также соответствует разнице между осевой толщиной полотна, измеренной на его периферийном краю, и осевой толщиной ребра.

Затем, когда вся ступень подвергнется эрозии в результате появления борозд, борозда начнет формироваться на плоской поверхности ребра.

Авторы обнаружили, что начало эрозии ребра особенно хорошо видно на его плоской поверхности так, что можно легко определить конец эрозии индикатора.

Таким образом, как только следы эрозии появятся на ребре, механик легко определит, что крыльчатку турбокомпрессора необходимо заменить.

Для этого осевое протяжение ступени предпочтительно калибруют.

Предпочтительно, уступ имеет осевое протяжение, составляющее от 0,5 мм до 1,5 мм.

Кроме того, радиальное протяжение ребра предпочтительно составляет от 0,5 мм до 1,5 мм.

Согласно настоящему изобретению индикатор износа образован одним или более ребром. Тем не менее, предпочтительно выбрать единственное ребро, продолжающееся по всей окружности периферийного края полотна.

Следует добавить, что ранее проверка крыльчатки турбокомпрессора на наличие эрозии требовала полного демонтажа крыльчатки. Такой демонтаж по существу выполнялся во время капитального или текущего ремонта турбомашины, который требует много времени и средств и, обычно, приводит к простою летательного аппарата.

Согласно настоящему изобретению также предлагается ступень сжатия турбомашины, содержащая крыльчатку турбокомпрессора по настоящему изобретению, вместе с кожухом, имеющим впуск для введения эндоскопа в ступень сжатия для проверки износа индикатора эрозии.

Таким образом, благодаря настоящему изобретению больше нет необходимости в демонтаже крыльчатки турбокомпрессора для проверки его эрозии, поскольку механик может проверить износ крыльчатки, направив камеру на индикатор износа. Затем, поворачивая крыльчатку турбокомпрессора, механик может легко проверить эрозию, создаваемую бороздами у хвостовиков каждой лопатки крыльчатки.

Камерой предпочтительно является эндоскоп.

Согласно настоящему изобретению также предлагается турбомашина, содержащая ступень сжатия по настоящему изобретению. Турбомашина предпочтительно является газотурбинным двигателем для вертолета или любого другого летательного аппарата.

Наконец, согласно настоящему изобретению предлагается способ определения эрозии крыльчатки центробежного турбокомпрессора турбомашины по настоящему изобретению, при котором вводят эндоскоп в ступень сжатия для проверки износа индикатора эрозии крыльчатки.

В этом способе эндоскоп вводят через отверстие, выполненное в кожухе, предпочтительно на выпуклости, а затем он проходит через диффузор до тех пор, пока не появится возможность наблюдать периферийную кромку полотна и, следовательно, индикатора эрозии.

Таким образом, с помощью этого способа степень эрозии можно определить при регламентном обслуживании, а не только при капитальном ремонте турбомашины.

Настоящее изобретение и его преимущества станут более понятными после прочтения нижеследующего описания варианта осуществления изобретения, приведенного в качестве не ограничивающего примера со ссылками на сопроводительные чертежи, на которых:

Фиг.1 представляет собой вид в перспективе крыльчатки турбокомпрессора с индикатором износа, образованным ребром, проходящим по окружности периферийного края полотна.

Фиг.2 представляет собой частичное сечение ступени сжатия, иллюстрирующее задний конец крыльчатки по фиг.1.

Фиг.3 представляет собой частичный вид детали по фиг.2, показывающий индикатор эрозии крыльчатки по фиг.1 вместе с частью кожуха диффузора ступени сжатия.

Фиг.4 представляет собой частичный вид задней кромки лопатки крыльчатки по фиг.1, не имеющей эрозии.

Фиг.5 представляет собой частичный вид задней кромки лопатки крыльчатки по фиг.1 с небольшой эрозией, где индикатор эрозии частично съеден.

Фиг.6 представляет собой частичный вид задней кромки лопатки крыльчатки по фиг.1 с небольшой эрозией, где индикатор эрозии полностью съеден.

Фиг.7 представляет собой сечение вертолетного газотурбинного двигателя, содержащего крыльчатку турбокомпрессора по фиг.1.

На фиг.1 представлен вид в перспективе крыльчатки 10 турбокомпрессора, относящейся к типу, который обычно используют в вертолетных газотурбинных двигателях. Естественно, настоящее изобретение относится и к другим типам газотурбинных двигателей, в которых применяется крыльчатка компрессора.

Крыльчатка 10 компрессора, как известно, содержит ступицу 12, для взаимодействия с приводным валом (не показан), приводящим крыльчатку 10 во вращение вокруг оси А. В приведенном ниже описании прилагательные «радиальный» и «осевой» относятся к оси А. Крыльчатка 10 компрессора предназначена для установки в кожух и обращена к диффузору 11 ступени 13 сжатия, показанной на фиг.7.

Крыльчатка 10 компрессора также содержит полотно 14, которое лучше показано на фиг.2 и которое продолжается радиально от ступицы 12.

Кроме того, крыльчатка 12 компрессора имеет множество лопаток 16, каждая из которых продолжается между передней кромкой 16а и задней кромкой 16b. Известно, также, что лопатки 16 установлены на ступице 12 и полотне 14. Как показано на фиг.2 и 3, в этом примере задняя кромка 16b лопаток 16 расположена заподлицо с периферийным краем 22 полотна 14.

Согласно настоящему изобретению полотно 14 крыльчатки 10 компрессора содержит индикатор 18 эрозии, который в этом варианте содержит ребро 20 (предпочтительно, но не обязательно, единственное ребро), выступающее радиально от периферийного края 22 полотна 14 в положении заднего конца 16b каждой лопатки 16.

Далее со ссылками на фиг.2 и 3 следует более подробное описание индикатора 18 эрозии по настоящему изобретению.

Как показано на этих чертежах, ребро 20 имеет осевую толщину EN, которая меньше осевой толщины EV полотна для образования уступа М между плоской поверхностью 20а ребра 20 и поверхностью S полотна 14, от которой продолжаются лопатки 16. Другими словами, этот уступ М образует опущенный вниз уступ в направлении F потока воздуха через крыльчатку 10 компрессора. Таким образом, ребро 20 расположено на осевом конце периферийного края, удаленном от поверхности S, от которой продолжаются лопатки 16.

Кроме того, ребро 20 имеет радиальное протяжение HN, которое приблизительно составляет от 0,5 мм до 3 мм так, чтобы оставлять радиальный зазор между концом ребра 20 и диффузором 11 ступени 13 сжатия.

Этот уступ 20 имеет осевое протяжение HM, предпочтительно от 0,5 до 1,5 мм для целей, описанных ниже.

Далее, со ссылками на фиг.4-6 следует описание работы индикатора эрозии.

На этих чертежах показана сторона нагнетания одной из лопаток 16 рядом с ее задней кромкой 16b.

Когда крыльчатка не имеет следов эрозии, например, новая крыльчатка, полотно 14 не имеет профиля эрозии у хвостовика лопатки, как показано на фиг.4.

Через несколько сотен часов работы, частицы, переносимые потоком воздуха, вызывают эрозию, представленную появлением борозды 30 у хвостовика лопатки 16 рядом с ее стороной I нагнетания, как показано на фиг.5.

Глубина такой борозды 30 постепенно увеличивается, и такая борозда съедает осевую толщину EV полотна 14.

Как показано на фиг.5, борозда 30 у задней кромки лопатки 16 имеет глубину, которая меньше осевого протяжения НМ уступа М. Другими словами, в этом состоянии уступ М не полностью эродировал и ребро 20 не затронуто эрозией.

Предпочтительно считается, что износ крыльчатки 10 компрессора еще допустим, если эрозия не затронула ребро 20.

В более выраженном состоянии эрозии, как показано на фиг.6, видно, что борозда 30 разрушила ребро 20 так, что уступ исчез (у хвостовика лопатки 16 на стороне I нагнетания).

Другими словами, глубина борозды 30 больше, чем осевое протяжение НМ уступа М. На этом уступе индикатор 18 полностью изъеден эрозией, что означает необходимость замены крыльчатки 10.

Согласно настоящему изобретению износ индикатора 18 эрозии преимущественно проверяют камерой, предпочтительно, эндоскопом 40, который вводят во впуск 42 кожуха 15 ступени 13 сжатия, более конкретно, через выпуклость, как схематично показано на фиг.7.

Эндоскоп вводят через радиальный диффузор 44, который обычно имеется в ступени сжатия.

Как понятно из фиг.2, эндоскоп 40 предназначен для осмотра и проверки состояния износа индикатора 18 эрозии без необходимости в полном демонтаже крыльчатки 10.

На практике авторы обнаружили, что начало эрозии ребра 20, представленное полным износом индикатора 18 эрозии, можно легко обнаружить с помощью эндоскопа. Исчезновение уступа М, связанное с эрозией ребра, хорошо видно.

Подводя итоги, во время эндоскопической проверки индикатора 18 эрозии, могут возникнуть две ситуации: либо уступ М еще присутствует и ребро 20 не имеет следов эрозии, и крыльчатку 10 компрессора можно продолжать эксплуатировать, либо уступ М исчез, и ребро 20 имеет следы эрозии, что означает необходимость замены крыльчатки.

1. Крыльчатка (10) центробежного турбокомпрессора, содержащая ступицу (12), полотно (14), продолжающееся радиально от ступицы, и множество лопаток (16), установленных на крыльчатке, отличающаяся тем, что полотно содержит индикатор (18) эрозии, при этом индикатор (18) эрозии содержит по меньшей мере одно ребро (20), выступающее радиально от периферийного края (22) полотна в положении задней кромки (16b) одной из лопаток (16), причем ребро (20) имеет осевую толщину (EN), которая меньше осевой толщины (EV) полотна (14) для образования уступа (М) между плоской поверхностью (20а) ребра и поверхностью (S) полотна (14), от которой продолжается лопатка.

2. Крыльчатка по п.1, отличающаяся тем, что уступ (М) имеет осевое протяжение (HM), составляющее от 0,5 мм до 1,5 мм.

3. Крыльчатка по п.1, отличающаяся тем, что радиальное протяжение (EN) ребра (20) составляет от 0,5 мм до 3,0 мм.

4. Крыльчатка по п.1, отличающаяся тем, что ребро (20) продолжается вдоль окружности полотна (14).

5. Ступень (13) сжатия турбомашины, содержащая крыльчатку (10) по п.1, вместе с кожухом (15), имеющим впуск (42) для введения эндоскопа (40) в ступень сжатия для проверки износа индикатора эрозии.

6. Турбомашина, содержащая ступень (13) сжатия по п.5.

7. Способ определения эрозии крыльчатки центробежного турбокомпрессора ступени сжатия по п.5, отличающийся тем, что вводят эндоскоп (40) в ступень (13) сжатия для проверки износа индикатора (18) эрозии крыльчатки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к контролю технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации в реальном времени.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для диагностики положения направляющих аппаратов осевого компрессора ротора газотурбинной установки, например, авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).

Изобретение относится к электрическим испытаниям электрооборудования на восприимчивость к электромагнитному воздействию. Способ испытаний микропроцессорной системы управления двигателем автотранспортного средства на восприимчивость к электромагнитному воздействию, в котором испытуемую систему управления в составе транспортного средства подвергают импульсному воздействию электромагнитного излучения с помощью генератора грозового разряда.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий.

Изобретение относится к области испытаний и эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, а именно к контролю технического состояния во время их испытаний и эксплуатации для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации.

Изобретения относятся к измерительной технике, в частности к области контроля состояния газотурбинных двигателей, и могут быть использованы для контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы.

Изобретение относится к машиностроению. Сущность изобретения: установка для испытаний кассетного нейтрализатора отработавших газов двигателя внутреннего сгорания содержит пористые проницаемые металлокерамические каталитические блоки фильтрации твердых частиц, пористые проницаемые металлокерамические окислительные и восстановительные каталитические блоки установлены с образованием кассет в секции.

Изобретение относится к авиации и предназначено для определения температуры газа при испытаниях и эксплуатации газотурбинных двигателей на форсажных режимах. Техническим результатом, объективно достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме за счет уменьшения расчетных величин и использования метода косвенного измерения.

Изобретение может быть использовано при диагностировании двигателей внутреннего сгорания (ДВС). ДВС выводят номинальный тепловой режим и измеряют температурное поле на поверхности выпускного коллектора (ВК).

Изобретение относится к авиадвигателестроению и энергомашиностроению и может найти применение при доводке газотурбинных двигателей (ГТД), а также для создания систем диагностики колебаний.

Изобретение относится к компрессоростроению, в частности к конструкции рабочих колес. Рабочее колесо центробежного компрессора содержит основной диск с лопатками; закрепленный на торцевых поверхностях лопаток покрывной диск, внутренняя поверхность которого выполнена конической с прямолинейной образующей, и сформованный внутренними поверхностями основного и покрывного дисков межлопаточный канал.

Импеллер компрессорной ступени газотурбинной установки для использования внутри защитной конструкции содержит ступицу, лопасть и охватывающее ступицу кольцо. Ступица имеет шейку для восприятия вращающего усилия.

Изобретение относится к компрессоростроению и может быть использовано в центробежных компрессорах. Технический результат достигается тем, что рабочее колесо центробежного компрессора, содержащее основной диск, лопатки, выполненные загнутыми назад относительно направления движения, согласно изменению, на периферийном участке лопатки выполнены с постоянным углом наклона, причем участок с постоянным углом наклона начинается на расстоянии, равном 0,7-0,95 D2 от наружного диаметра колеса.

Рабочее колесо центробежного компрессора турбомашины имеет по меньшей мере одну лопатку (24), присоединенную к ступице (26) рабочего колеса посредством галтели (27). Лопатка продолжается вдоль хорды, образованной между передней кромкой (28) и задней кромкой лопатки.

Изобретение относится к лопастным турбомашинам и касается способа передачи потенциальной и кинетической энергии жидкой или газообразной среде. .

Изобретение относится к компрессоростроению, в частности к способам изготовления рабочего колеса центробежного компрессора. .

Изобретение относится к вентиляторостроению и позволяет при его использовании обеспечить расширение области устойчивой работы и промышленного использования вентилятора путем уменьшения вращающегося срыва в его лопаточных венцах.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к компрессоростроению, может быть использовано в конструкциях газотурбинных двигателей (ГТД) как авиационного, так и наземного применения и обеспечивает при его использовании повышение КПД ступени центробежного компрессора за счет уменьшения потерь в проточной части ступени на участке, ограниченном с одной стороны входом поворотного лопаточного диффузора, а с другой - выходом спрямляющего аппарата.

Изобретение относится к компрессоростроению и насосостроению. .

Изобретение относится к области компрессоростроения, а именно к рабочим колесам центробежных компрессоров. .

Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор.

Способ определения эрозии крыльчатки центробежного турбокомпрессора ступени сжатия турбомашины. Крыльчатка центробежного турбокомпрессора содержит ступицу, полотно, продолжающееся радиально от ступицы, и множество лопаток, установленных на крыльчатке. Полотно содержит индикатор эрозии. Индикатор эрозии содержит по меньшей мере одно ребро, выступающее радиально от периферийного края полотна в положении задней кромки одной из лопаток. Причем ребро имеет осевую толщину, которая меньше осевой толщины полотна для образования уступа между плоской поверхностью ребра и поверхностью полотна, от которой продолжается лопатка. Для проверки вводят эндоскоп в ступень сжатия для проверки износа индикатора эрозии крыльчатки. Исключена необходимость в демонтаже крыльчатки турбокомпрессора для проверки его эрозии, поскольку механик может проверить износ крыльчатки, направив камеру на индикатор износа. Затем, поворачивая крыльчатку турбокомпрессора, механик может легко проверить эрозию, создаваемую бороздами у хвостовиков каждой лопатки крыльчатки. Таким образом, степень эрозии можно определить при регламентном обслуживании, а не только при капитальном ремонте турбомашины. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх