устройство для обнаружения разрушения вала газовой турбины, а также газовая турбина

Формула изобретения

1. Устройство для обнаружения в газовой турбине, прежде всего авиационном двигателе, разрушения вала ротора ее первой турбины (10), прежде всего турбины среднего давления, за которой по ходу потока газа расположена вторая турбина (11), прежде всего турбина низкого давления, имеющее расположенный между ротором первой турбины (10) и статором второй турбины (11) радиально внутри относительно проточной части газовой турбины управляющий элемент (16) и установленный в статоре второй турбины (11) чувствительный элемент (21), который при происходящем в результате разрушения вала срабатывании расположенного радиально внутри управляющего элемента (16) способен выдавать электрический сигнал, подаваемый на коммутационный элемент, который расположен радиально снаружи относительно проточной части газовой турбины на ее корпусе.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что управляющий элемент (16) расположен между последней в направлении потока газа решеткой лопаток первой турбины (10), образующей ее рабочую решетку, и первой в направлении потока газа решеткой лопаток второй турбины (11), образующей ее сопловой аппарат.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что управляющий элемент (16) расположен радиально внутри относительно проточной части газовой турбины рядом с диском (12) последней в направлении потока газа решетки лопаток первой турбины (10), образующей ее рабочую решетку.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что управляющий элемент (16) установлен в радиально внутренней уплотнительной конструкции (13) статора второй турбины (11) в ориентированном в осевом направлении, соответственно в направлении потока газа положении, и зафиксирован от осевого перемещения срезным штифтом (18).

5. Устройство по одному из пп.1-4, отличающееся тем, что чувствительный элемент (21) установлен в статоре второй турбины (11) в ориентированном в радиальном направлении положении с возможностью извлечения из статора второй турбины (11) перемещением в радиальном направлении.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что чувствительный элемент (21) установлен в первой в направлении потока газа решетке лопаток второй турбины (11), образующей ее сопловой аппарат.

7. Устройство по п.4, отличающееся тем, что на своем радиально внутреннем конце чувствительный элемент (21) взаимодействует с управляющим элементом (16) таким образом, что при разрушении вала управляющий элемент (16) начинает при срезании штифта (18) перемещаться по направлению к чувствительному элементу (21) и ударяет по чувствительному элементу (21), который в результате выдает свидетельствующий о разрушении вала электрический сигнал.

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что чувствительный элемент (21) выполнен в виде реагирующего на удар датчика, изменяющего свою структуру при ударе в него управляющего элемента (16).

9. Газовая турбина, прежде всего авиационный двигатель, имеющая по меньшей мере два компрессора, по меньшей мере одну камеру сгорания и по меньшей мере две турбины, а также устройство для обнаружения разрушения вала ротора первой турбины (10), прежде всего турбины среднего давления, за которой по ходу потока газа расположена вторая турбина (11), прежде всего турбина низкого давления, отличающаяся тем, что между ротором первой турбины (10) и статором второй турбины (11) радиально внутри относительно проточной части газовой турбины расположен управляющий элемент (16), а в статоре второй турбины (11) установлен чувствительный элемент (21), который при происходящем в результате разрушения вала срабатывании расположенного радиально внутри управляющего элемента (16) способен выдавать электрический сигнал, подаваемый на коммутационный элемент, который расположен радиально снаружи относительно проточной части газовой турбины на ее корпусе.

10. Газовая турбина по п.9, отличающаяся тем, что управляющий элемент (16) расположен между последней в направлении потока газа решеткой лопаток первой турбины (10), образующей ее рабочую решетку, и первой в направлении потока газа решеткой лопаток второй турбины (11), образующей ее сопловой аппарат.

11. Газовая турбина по п.10, отличающаяся тем, что управляющий элемент (16) расположен радиально внутри относительно проточной части газовой турбины рядом с диском (12) последней в направлении потока газа решетки лопаток первой турбины (10), образующей ее рабочую решетку.

12. Газовая турбина по п.11, отличающаяся тем, что управляющий элемент (16) установлен в радиально внутренней уплотнительной конструкции (13) статора второй турбины (11) в ориентированном в осевом направлении, соответственно в направлении потока газа положении, и зафиксирован от осевого перемещения срезным штифтом (18).

13. Газовая турбина по одному из пп.9-12, отличающаяся тем, что чувствительный элемент (21) установлен в статоре второй турбины (11) в ориентированном в радиальном направлении положении с возможностью извлечения из статора второй турбины (11) перемещением в радиальном направлении.

14. Газовая турбина по п.13, отличающаяся тем, что чувствительный элемент (21) установлен в первой в направлении потока газа решетке лопаток второй турбины (11), образующей ее сопловой аппарат.

15. Газовая турбина по п.12, отличающаяся тем, что на своем радиально внутреннем конце чувствительный элемент (21) взаимодействует с управляющим элементом (16) таким образом, что при разрушении вала управляющий элемент (16) начинает при срезании штифта (18) перемещаться по направлению к чувствительному элементу (21) и ударяет по чувствительному элементу (21), который в результате выдает свидетельствующий о разрушении вала электрический сигнал.

16. Газовая турбина по п.15, отличающаяся тем, что чувствительный элемент (21) выполнен в виде реагирующего на удар датчика, изменяющего свою структуру при ударе в него управляющего элемента (16).

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к устройству для обнаружения разрушения вала газовой турбины. Помимо этого изобретение относится к газовой турбине.

Газовые турбины, используемые в качестве авиационных двигателей, имеют по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну камеру сгорания и по меньшей мере одну турбину. Из уровня техники известны авиационные двигатели, имеющие три расположенных по ходу потока перед камерой сгорания компрессора и три расположенных по ходу потока за камерой сгорания турбины. Тремя указанными компрессорами являются соответственно компрессор низкого, компрессор среднего и компрессор высокого давления. Тремя указанными турбинами являются соответственно турбина высокого, турбина среднего и турбина низкого давления. Согласно уровню техники роторы компрессора высокого давления и турбины высокого давления, роторы компрессора среднего давления и турбины среднего давления и роторы компрессора низкого давления и турбины низкого давления соединены между собой своим валом, при этом все три вала расположены соосно друг другу один в другом.

При разрушении, например, вала, соединяющего компрессор среднего давления с турбиной среднего давления, совершаемая турбиной среднего давления работа, соответственно развиваемая турбиной среднего давления мощность, не может более передаваться в компрессор среднего давления, из-за чего турбина среднего давления может начать вращаться с завышенной частотой. Подобного прокручивания турбины среднего давления необходимо избегать из-за возможного повреждения вследствие этого всего авиационного двигателя. Поэтому исходя из требований безопасности должна обеспечиваться возможность надежного обнаружения разрушения вала газовой турбины с тем, чтобы сразу после разрушения вала можно было прекратить подачу топлива в камеру сгорания. Однако подобное обнаружение разрушения вала газовой турбины сопряжено с определенными трудностями прежде всего в указанной выше газовой турбине с тремя валами, которые расположены соосно друг другу один в другом. При наличии у газовой турбины трех таких валов особые сложности возникают главным образом с надежным обнаружением разрушения среднего вала, кинематически связывающего турбину среднего давления с компрессором среднего давления.

Исходя из вышеизложенного, в основу настоящего изобретения была положена задача разработать новое устройство для обнаружения разрушения вала газовой турбины.

Указанная задача решается с помощью устройства для обнаружения разрушения вала газовой турбины, заявленного в п.1 формулы изобретения. Согласно изобретению в нем предлагается устройство для обнаружения в газовой турбине прежде всего авиационном двигателе, разрушения вала ротора ее первой турбины, прежде всего турбины среднего давления, за которой по ходу потока газа расположена вторая турбина, прежде всего турбина низкого давления, имеющее расположенный между ротором первой турбины и статором второй турбины радиально внутри относительно проточной части газовой турбины управляющий элемент и установленный в статоре второй турбины чувствительный элемент, который при происходящем в результате разрушения вала срабатывании расположенного радиально внутри управляющего элемента способен выдавать электрический сигнал, подаваемый на коммутационный элемент, который расположен радиально снаружи относительно проточной части газовой турбины на ее корпусе.

Таким образом, в настоящем изобретении предлагается устройство для обнаружения разрушения вала газовой турбины, имеющее механический управляющий элемент, который расположен радиально внутри относительно проточной части газовой турбины между ротором и статором двух соседних турбин (ступеней). Подобный управляющий элемент позволяет с высокой надежностью выявлять разрушение вала расположенной перед ним по ходу потока газа турбины за счет того, что он при разрушении вала смещается в осевом направлении и ударяет в чувствительный элемент. Чувствительный элемент предпочтительно выполнять в виде реагирующего на удар датчика, изменяющего свою структуру при ударе по нему управляющего элемента и выдающего в результате свидетельствующий о разрушении вала электрический сигнал. Чувствительный элемент установлен в статоре расположенной за ним по ходу потока турбины и передает свидетельствующий о разрушении вала электрический сигнал радиально наружу в коммутационный элемент. Чувствительный элемент можно извлечь перемещением в радиальном направлении из газовой турбины в ее собранном состоянии. Тем самым при собранной газовой турбине обеспечивается без необходимости ее разборки легкий доступ ко всем электрическим компонентам предлагаемого в изобретении устройства для обнаружения разрушения вала. При этом чувствительный элемент можно простым путем извлечь из собранной газовой турбины перемещением в радиальном направлении, коммутационный же элемент расположен радиально снаружи на корпусе газовой турбины.

В соответствии с этим проверка или осмотр, соответственно техническое обслуживание всех электрических компонентов предлагаемого в изобретении устройства для обнаружения разрушения вала газовой турбины возможны без высоких затрат на сборочно-разборочные работы. Остальные же узлы и элементы предлагаемого в изобретении устройства для обнаружения разрушения вала газовой турбины, доступ к которым можно получить, только разобрав газовую турбину, и к которым относится, например, управляющий элемент, являются исключительно механическими устройствами, обладают высокой надежностью и поэтому требуют их проверки или осмотра, соответственно технического обслуживания гораздо реже чем электрические, соответственно электронные компоненты.

Предлагаемая в изобретении газовая турбина заявлена в независимом п.9 формулы изобретения.

Предпочтительные варианты осуществления изобретения представлены в зависимых пунктах формулы изобретения и последующем описании.

Ниже изобретение более подробно рассмотрено на примере одного из не ограничивающих его объем вариантов его осуществления со ссылкой на прилагаемый к описанию чертеж, на котором в разрезе показан фрагмент предлагаемой в изобретении газовой турбины с предлагаемым в изобретении устройством для обнаружения разрушения ее вала.

Ниже настоящее изобретение более подробно описано со ссылкой на чертеж.

На чертеже в разрезе схематично показан фрагмент предлагаемой в изобретении газовой турбины, в частности авиационного двигателя, в ее радиально внутренней зоне между ротором турбины (или ступени) 10 среднего давления и статором турбины (или ступени) 11 низкого давления. Из всего ротора турбины 10 среднего давления на чертеже изображен только диск 12 последней в направлении потока газа (стрелка 15), решетки лопаток турбины 10 среднего давления, образующих ее рабочую решетку, а из всего статора турбины 11 низкого давления на чертеже изображена только радиально внутренняя уплотнительная конструкция 13 первой в направлении потока газа решетки лопаток турбины 11 низкого давления, образующих ее сопловой аппарат. Уплотнительная конструкция 13 содержит ячеистые уплотнения 14, образующие внутреннее воздухонепроницаемое уплотнение ("inner air seal").

Направление потока газа в газовой турбине обозначено на чертеже стрелкой 15. В соответствии с этим статор турбины 11 низкого давления расположен по ходу потока газа за ротором турбины 10 среднего давления. При этом перед первой, соответственно передней в направлении потока газа решеткой лопаток турбины 11 низкого давления, образующих ее сопловой аппарат, расположена последняя, соответственно задняя в направлении потока газа решетка лопаток турбины 10 среднего давления, образующих ее рабочую решетку. По ходу потока перед турбиной 10 среднего давления предпочтительно расположена турбина (или ступень) высокого давления.

Как указано выше, в газовых турбинах подобного типа, имеющих три турбины (ступени) и три компрессора, роторы турбины высокого давления и компрессора высокого давления, роторы турбины среднего давления и компрессора среднего давления и роторы турбины низкого давления и компрессора низкого давления соединены между собой своим валом, при этом все три вала расположены соосно друг другу один в другом. Задача настоящего изобретения состояла в том, чтобы предложить устройство для обнаружения разрушения вала газовой турбины, которое было бы пригодно прежде всего для обнаружения разрушения вала, соединяющего ротор турбины среднего давления с ротором компрессора среднего давления. Необходимость обнаружения разрушения именно этого вала связана с тем, что при его разрушении совершаемая турбиной среднего давления работа, соответственно развиваемая ее мощность не может более отбираться компрессором среднего давления, из-за чего турбина среднего давления может начать вращаться с завышенной частотой. Поскольку подобное вращение турбины с завышенной частотой может привести к серьезным повреждениям авиационного двигателя, необходимо обеспечить возможность надежного обнаружения разрушения вала газовой турбины.

Для решения описанной выше задачи согласно настоящему изобретению предлагается разместить между ротором турбины 10 среднего давления и статором турбины 11 низкого давления управляющий элемент 16, который в показанном на чертеже примере расположен между последней в направлении потока газа решеткой лопаток турбины 10 среднего давления, образующих ее рабочую решетку, и первой в направлении потока газа решеткой лопаток турбины низкого давления, образующих ее сопловой аппарат. Относительно проточной части газовой турбины управляющий элемент 16 расположен при этом радиально внутри нее рядом с диском 12 последней в направлении потока газа решетки лопаток турбины 10 среднего давления, образующих ее рабочую решетку.

Согласно чертежу этот управляющий элемент 16 ориентирован в осевом направлении и установлен в уплотнительной конструкции 13, служащей несущей уплотнение конструкцией. Для этого в уплотнительной конструкции 13 предусмотрено отверстие с внутренней резьбой, в которое своей соответствующей наружной резьбой ввернута резьбовая втулка 17. Резьбовая втулка 17 в свою очередь имеет центральное отверстие, через которое с возможностью осевого перемещения пропущен управляющий элемент 16.

Как показано на чертеже, пропущенный через соответственно вставленный в отверстие резьбовой втулки 17 с возможностью осевого перемещения в ней управляющего элемента 16 зафиксирован от осевого перемещения срезным штифтом 18. Такой срезной штифт 18 проходит через резьбовую втулку 17 в основном в радиальном направлении снаружи внутрь и входит в соответствующее отверстие в управляющем элементе 16. Срезной штифт 18, фиксирующий управляющий элемент 16 от осевого перемещения, не допускает осевого перемещения управляющего элемента 16 при нормальной работе газовой турбины, соответственно при ее работе в штатном режиме.

Как показано на чертеже, между уплотнительной конструкцией 13 и резьбовой втулкой 17 предусмотрена подкладная шайба 19. Изменяя толщину такой подкладной шайбы 19, соответственно используя подкладные шайбы разной толщины, можно регулировать расстояние между диском 12 и обращенным к нему концом 20 управляющего элемента 16.

Наряду с управляющим элементом 16 предлагаемое в изобретении устройство для обнаружения разрушения вала имеет также чувствительный элемент 21. Такой чувствительный элемент 21 выполнен в виде реагирующего на удар соответственно срабатывающего при ударе датчика и взаимодействует с противоположным по отношению к концу 20 с концом 22 управляющего элемента 16 таким образом, что при ударе второго конца 22 управляющего элемента 16, вследствие разрушения вала газовой турбины в чувствительный элемент 21 он выдает свидетельствующий о подобном разрушении вала газовой турбины электрический сигнал, который подается на коммутационный элемент, расположенный радиально снаружи относительно проточной части газовой турбины на ее корпусе. Чувствительный элемент 21 установлен в статоре турбины 11 низкого давления, из которого его можно извлечь перемещением в радиальном направлении.

Как показано на чертеже, чувствительный элемент 21 своим радиально внутренним концом вставлен в соответствующее посадочное гнездо в держателе 23, который с помощью кронштейна 24 закреплен на уплотнительной конструкции 13. На чертеже показано далее, что сам этот кронштейн 24 жестко соединен с уплотнительной конструкцией 13 заклепочным соединением 25. Удерживаемый кронштейном 24 держатель 23 имеет в зоне конца 22 управляющего элемента 16 отверстие, через которое при разрушении вала газовой турбины управляющий элемент 16 может перемещаться в направлении чувствительного элемента 21.

На чертеже предлагаемое в изобретении устройство для обнаружения разрушения вала газовой турбины, соответственно сама эта газовая турбина показана в состоянии, соответствующем ее работе в штатном или нормальном режиме. При этом управляющий элемент 16 зафиксирован от осевого перемещения срезным штифтом 18. При разрушении же вала, соединяющего турбину 10 среднего давления с не показанным на чертеже компрессором среднего давления, совершаемая турбиной 10 среднего давления работа, соответственно развиваемая ею мощность не может более отбираться компрессором среднего давления, из-за чего турбина 10 среднего давления может начать вращаться с завышенной частотой. При подобном разрушении вала ротор, а именно: показанный на чертеже диск 12 последней, соответственно задней решетки лопаток турбины 10 среднего давления, образующей ее рабочую решетку, из-за разности давлений внутри турбины 10 среднего давления начинает перемещаться назад, соответственно в направлении стрелки 15 до удара в конец 20 управляющего элемента 16. В результате такого удара штифт 18, который служит для фиксации управляющего элемента 16 от осевого перемещения, срезается, и управляющий элемент 16 начинает перемещаться в направлении стрелки 15 в сторону чувствительного элемента 21, ударяя в него своим концом 22. При таком ударе изменяется структура чувствительного элемента 21, который в результате формирует свидетельствующий о разрушении вала электрический сигнал. Этот электрический сигнал может передаваться далее в направлении радиально наружу в коммутационный элемент, который затем в конечном итоге при разрушении вала прерывает подачу топлива в камеру сгорания.

Чувствительный элемент 21, который выполнен в виде реагирующего на удар, соответственно срабатывающего при ударе датчика, в предпочтительном варианте имеет керамический корпус, в который встроена электрическая цепь, структура, соответственно целостность которой контролируется коммутационным элементом. Когда управляющий элемент 16 ударяет вследствие разрушения вала газовой турбины в керамический корпус чувствительного элемента 21, его керамический корпус разрушается, встроенная в который электрическая цепь в результате разрывается. Происходящее при этом изменение выдаваемого чувствительным элементом 21 сигнала свидетельствует о разрушении вала и может простым путем анализироваться, соответственно обрабатываться коммутационным элементом в целях прекращения в конечном итоге подачи топлива в камеру сгорания.

Как уже упоминалось выше, чувствительный элемент 21 установлен в статоре турбины 11 низкого давления таким образом, что его можно извлечь из статора перемещением в радиальном направлении. Чувствительный элемент 21 можно извлечь в радиальном направлении из статора турбины 11 низкого давления, прежде всего из направляющей лопатки ее соплового аппарата, при смонтированной, соответственно собранной газовой турбине. Подобная возможность позволяет без больших затрат извлекать чувствительный элемент 21 из газовой турбины для его проверки или осмотра, соответственно для технического обслуживания. В соответствии с этим доступ ко всем электрическим, соответственно электронным компонентам предлагаемого в изобретении устройства для обнаружения разрушения вала газовой турбины обеспечивается без излишне высоких затрат на сборочно-разборочные работы. Остальные же узлы и элементы предлагаемого в изобретении устройства для обнаружения разрушения вала газовой турбины, доступ к которым можно получить, только разобрав газовую турбину, и к которым относится, например, управляющий элемент 16, являются исключительно механическими устройствами, обладающие высокой отказоустойчивостью и поэтому требуют их проверки или осмотра, соответственно технического обслуживания гораздо реже, чем электрические, соответственно электронные компоненты.