Система измерения частоты вращения ротора микро газотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от двс

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению, более конкретно - к системам измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, в частности к системам измерения частоты вращения ротора турбин газотурбинных двигателей наземного использования. Технический результат изобретения - повышение надежности и простоты обслуживания системы измерения частоты вращения ротора микрогазотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от ДВС. Технический результат достигается тем, что на ротор турбокомпрессора, а именно на крепежную гайку компрессорной турбины, наносится светоотражающее покрытие, которое подсвечивается лазерным световым излучателем, отблеск которого отражается на светоприемное устройство, сигнал которого поступает на считывающее электронно-преобразующее устройство. 2 ил.

 

Изобретение относится к газотурбостроению и авиадвигателестроению, более конкретно - к системам измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, в частности к системам измерения частоты вращения ротора турбин газотурбинных двигателей наземного использования.

Известно устройство для замера оборотов свободной турбины, включающее ведущую шестерню, закрепленную на валу свободной турбины, кинематически связанную через систему цилиндрических и конических шестерен с индуктором, для передачи ему соответствующих оборотов.

Недостатком этого устройства замера оборотов является то, что требуется изготовить детали кинематики и коробки передач, что связано с большими затратами труда и материалов (Описание силовой турбины НК-16СТ СНТК им. Н.Д. Кузнецова, г. Самара, 1982 г.).

Известно устройство, в котором индуктор размещен непосредственно на валу свободной турбины между приводной муфтой и шарикоподшипником опоры (Руководство по технической эксплуатации двигателя НК-16-18СТ: Кн. 2, разд. 6, стр. 189, Кн. 3, разд. 9, стр. 14).

Это устройство для его постановки на изделие в эксплуатации требует демонтажа соединительной муфты, что приводит к нарушению сбалансированности ротора свободной турбины. Это вызывает большие трудности замены деталей в эксплуатации, что, в свою очередь, значительно повышает материальные затраты на проведение указанных работ.

Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому изобретению является система измерения частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, имеющая циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, каналы смазки которых выполнены в ребрах опоры газотурбинного двигателя, содержащая бесконтактный датчик частоты вращения индукционного типа, закрепленный на деталях статора газотурбинного двигателя, содержащая индуктор, выполненный в виде зубчатого колеса, установленного на роторе газотурбинного двигателя под датчиком частоты вращения, с осью, совпадающей с осью вращения ротора газотурбинного двигателя, систему обработки сигнала, электрические линии, связывающие датчик частоты вращения с системой обработки сигнала, при этом трубчатый корпус преобразователя частоты вращения по месту соединения с тройником разделен на две части и между тройником и трубчатым корпусом преобразователя частоты вращения установлен компенсатор, а в нижней части трубчатого корпуса преобразователя частоты вращения, непосредственно перед входом в корпус маслополости на наружной поверхности, выполнен цилиндрический опорный выступ, ограничивающий перемещения трубчатого корпуса в радиальном направлении в сторону оси ротора двигателя (патент РФ 2499236 от 20.11.2013).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является невозможность установки индуктора на ротор микроГТД, на которой в качестве компрессора и турбины используется турбокомпрессор от ДВС, т.к. ротор турбокомпрессора имеет малые массогабаритные размеры, а разборка ротора, с целью монтажа индуктора, нарушит балансировку ротора.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка более надежной в работе, дешевой в изготовлении и простой в обслуживании системы измерения частоты вращения ротора газотурбинных двигателей без физического контакта с ротором турбокомпрессора от ДВС.

Технический результат заключается в использовании лазерного светового излучателя со считывающим и электронно-преобразующим устройством.

Технический результат достигается тем, что на ротор турбокомпрессора, а именно на крепежную гайку компрессорной турбины, наносится светоотражающее покрытие, которое подсвечивается лазерным световым излучателем, отблеск которого отражается на светоприемное устройство, сигнал которого поступает на считывающее электронно-преобразующее устройство.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется фиг. 1 и фиг.2.

На фиг. 1 представлена схема устройства систему измерения частоты вращения ротора ГТД.

На фиг. 2 показана гайка со светоотражающем и светопоглащающим покрытием.

Система измерения частоты вращения ротора микроГТД с двигателем на основе турбокомпрессора от ДВС содержит: входное сопло турбокомпрессора 1, турбину компрессора 2, гайку 3, муфту 4, металлическую трубку 5, оптоволоконый кабель 6, лазерный световой излучатель 7, световой луч 8, электронно-преобразующее устройство 9, электрическую линию 10, бортовой источник питания 11, светоотражатель 12, светопоглотитель 13.

Сущность изобретения заключается в том, что во время работы двигателя частота вращения ротора достигает 100-150 тыс. об-1. Механически подключиться к ротору со стороны компрессора или турбины без изменения конструкции турбокомпрессора не представляется возможным. Вследствие этого измерение частоты вращения можно произвести только бесконтактным методом, а именно подсчетом импульсов отраженного света от лазерного светового излучателя. Для отражения светового луча на крепежной гайке компрессорной турбины установлен светоотражатель и свотопоглотитель. Количество оборотов ротора соответствует количеству световых импульсов. Светоотражатель и свотопоглотитель на работу ротора турбокомпрессора не влияют. Электронно-преобразующее устройство частоту отраженных световых импульсов выводит на цифровой дисплей.

Решается техническая задача в системе измерения частоты вращения ротора газотурбинного двигателя, имеющей циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, каналы смазки которых, выполнены в ребрах опоры газотурбинного двигателя, согласно изобретению содержащей входное сопло турбокомпрессора, в котором размещена турбина компрессора с крепежной гайкой со светоотражателем и светопоглотителем, где на входном сопле турбокомпрессора установлена муфта, в которую с одной стороны вставлена и закреплена металлическая трубка с оптоволоконным кабелем, а с противоположной стороны вставлен и закреплен лазерной световой излучатель, световой луч которого, через светоотражатель и оптоволоконный кабель, попадает на электронно-преобразующее устройство, причем последний и лазерный световой излучатель по электрической линии подключены к бортовому источнику питания.

Работает предлагаемая система измерения частоты вращения ротора микрогазотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от ДВС следующим образом.

При работающем двигателе ротор, на котором находится гайка 3 крепления компрессорной турбины 2, приводится во вращение. Гайка 3 по диаметру разделена и покрашена (фиг. 2), одна половина покрыта светоотражающей краской и является светоотражателем 12, вторая половина покрыта светопоглощающей краской и является светопоглотителем 13. Трубка 5, в которой находится оптоволоконный кабель, подведена к гайке 3 на расстояние 5-8 мм и расположена таким образом, чтобы излучаемый свет 8 от лазерного светового излучателя 7 попадал на гайку 3 и, отражаясь от светоотражателя 12, попадал в трубку 5 точно на оптоволоконный кабель 6 и далее в электронно-преобразующее устройство 9. При включении лазерного светового излучателя 7 световой луч 8 падает на вращающуюся гайку 3, на световое пятно которой, поочередно, попадает вращающейся светоотражатель 12 или светопоглотитель 13. Светоотражатель 12 в импульсном режиме передает отраженный свет по оптоволоконному кабелю 6 в электронно-преобразующее устройство 9. Лазерный световой излучатель 7 и электронно-преобразующее устройство 9 по электрической линии 10 подключены к бортовому источнику питания 11.

Система измерения частоты вращения ротора микрогазотурбинной установки с двигателем на основе турбокомпрессора от ДВС, имеющая циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, для подачи масла и суфлирования, каналы смазки которых выполнены в ребрах опоры газотурбинного двигателя, отличающаяся тем, что содержит входное сопло турбокомпрессора, в котором размещена турбина компрессора с крепежной гайкой со светоотражателем и светопоглотителем, где на входном сопле турбокомпрессора установлена муфта, в которую с одной стороны вставлена и закреплена металлическая трубка с оптоволоконным кабелем, а с противоположной стороны вставлен и закреплен лазерный световой излучатель, световой луч которого, через светоотражатель и оптоволоконный кабель, попадает на электронно-преобразующее устройство, при этом электронно-преобразующее устройство и лазерный световой излучатель по электрической линии подключены к бортовому источнику питания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению, в частности к ограничителям температуры газа перед турбиной, может быть использовано в газотурбинных двигателях летательных аппаратов и позволяет обеспечить возможность настройки ограничителя с учетом полетных условий.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях.

Изобретение относится к способам регулирования режимами работы двигателя при его эксплуатации на летательном аппарате по приборной скорости полета в зависимости от предельной осевой нагрузки, действующей на упорный подшипник ротора авиационного газотурбинного двигателя.

Объектом настоящего изобретения является силовая установка, содержащая две моторные группы и коробку механической передачи мощности. Каждая моторная группа механически вращает коробку механической передачи мощности для приведения во вращение главного выходного вала и, следовательно, главного несущего винта упомянутого летательного аппарата по частоте вращения NR.

Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором, и горячие газы первой камеры сгорания впускают в промежуточную турбину или непосредственно во вторую камеру сгорания.

Изобретение относится к электротехнике и электроэнергетике, а именно к системам получения электрической энергии для электроснабжения машин и комплексов объектов нефтедобычи с использованием попутного нефтяного газа в качестве энергоносителя для обеспечения собственных нужд предприятий минерально-сырьевого комплекса, находящихся вдали от действующих систем централизованного электроснабжения без связи с единой энергосистемой.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления электростанцией с комбинированным циклом осуществляется станцией, которая содержит, по меньшей мере, газовую турбину и, по меньшей мере, паросиловую систему генерации, при этом станция приводит в действие, по меньшей мере, один электрический генератор, соединяемый с электрической сетью, при этом газовая турбина содержит компрессор, а паросиловая система генерации содержит паровую турбину, котел-утилизатор и обводной трубопровод.

Изобретение относится к энергетике. Способ работы энергоустановки с одновальной газовой турбиной, работающей с постоянной скоростью вращения, которая ниже скорости, с которой газовая турбина вращается, когда первый генератор синхронизирован с электрической сетью.

Настоящее изобретение относится к газотурбинной системе генерирования энергии, содержащей генератор с водородным охлаждением, имеющий водород в качестве теплоносителя, хранилище водорода энергоблока, вспомогательное оборудование генератора и систему аварийной подачи энергии, которая содержит топливный элемент, в качестве топлива использующий водород.

Способ предназначен для контроля уровня масла, содержащегося в баке двигателя летательного аппарата, и согласно изобретению содержит этапы, на которых: - для, по меньшей мере, двух заранее определенных фаз работы двигателя, в течение, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата: получают множество измерений уровня масла в баке, причем каждое измерение связано с температурой масла и с оборотами двигателя; и выбирают измерения, представляющие изменения уровня масла и связанные с температурами масла, которые близки к опорной температуре, и с оборотами двигателя, которые близки к опорным оборотам; - объединяют (F40) измерения, выбранные по фазам работы в течение упомянутого, по меньшей мере, одного полета летательного аппарата; и - сравнивают (F60) объединенные измерения с опорными данными для идентификации (F70) аномального расхода масла двигателя.

Изобретение относится к способам регулирования турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя включает управление суммарным расходом топлива в форсажной камере сгорания по измеренным температуре воздуха на входе в двигатель и давлению воздуха за компрессором, измерение расхода топлива для первого и второго форсажных коллекторов при поддержании одинакового суммарного расхода топлива в зависимости от давления воздуха за компрессором и температуры воздуха на входе в двигатель, измерение значения тяги и определения удельного расхода топлива, построение зависимости удельного расхода топлива от тяги при разных соотношениях топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, и установление соотношения топлива, подаваемого в первый и второй форсажный коллекторы, обеспечивающего минимальный удельный расход топлива при заданных значениях тяги. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя на форсированном сверхзвуковом режиме, режимах перегона самолета, а также увеличить дальность и продолжительность полета самолета. 1 табл., 4 ил.
Наверх