Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ТОРМОЖЕНИЯ ТУРБИНЫ В ГАЗОТУРБИННОМ ДВИГАТЕЛЕ В СЛУЧАЕ РАЗРУШЕНИЯ ВАЛА ТУРБИНЫ И ДВУХТАКТНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Предлагаемое изобретение относится к области газотурбинных двигателей, в частности, к области многоконтурных турбореактивных двигателей, и касается системы, позволяющей обеспечить, в случае разрушения вала такого газотурбинного двигателя, остановку его вращения в возможно более короткий промежуток времени.

В многоконтурном турбореактивном двигателе, имеющем в своем составе турбовентилятор, этот турбовентилятор приводится во вращательное движение при помощи турбины низкого давления. В том случае, когда вал, связывающий ротор этого вентилятора с валом ротора турбины, разрушается, момент сил сопротивления на валу этой турбины резко уменьшается, тогда как поток газов, проходящих через двигатель, продолжает передавать свою энергию на ротор вентилятора. Следствием этого является быстрое увеличение скорости вращения ротора вентилятора, которая может достигнуть его предела прочности, что может вызвать разрушение ротора этого вентилятора, последствия которого могут оказаться катастрофическими.

В таких случаях предложено прерывать подачу топлива, питающего камеру сгорания двигателя, для того, чтобы устранить источник энергии, при помощи которой упомянутый ротор увеличивает скорость своего вращения. В данном случае техническое решение состоит в контроле за скоростью вращения упомянутых валов при помощи резервированных средств измерения и в выдаче команды на прекращение подачи топлива в том случае, когда выявлено избыточное увеличение скорости вращения. В соответствии с патентом US 6494046 B1, IPC F01D 21/00, 17.12.2002 обеспечивается измерение частоты вращения на двух концах вала на уровне подшипников и обеспечивается непрерывное сравнение этих частот в режиме реального времени.

Средства, обеспечивающие торможение вращения ротора в том случае, когда выявлена подобная аварийная ситуация, также уже известны. Осевое перемещение ротора, являющееся следствием разрушения упомянутого вала, включает приводной механизм устройств, обеспечивающих рассеивание кинетической энергии. В данном случае речь идет, например, о неподвижных крылышках колеса, примыкающего к направляющим лопаточным аппаратам, которые отклоняются в направлении лопаток ротора таким образом, чтобы войти в пространства между ними и перекрыть траекторию их движения. При этом кинетическая энергия рассеивается при помощи взаимного трения этих деталей, в результате их деформации и даже вследствие их разрушения. Техническое решение подобного типа описано в патенте ЕР 1640564 A1, IPC F01D 21/02, 29.03.06, выданном на имя заявителя. В соответствии с этим техническим решением средства разрушения устанавливаются на неподвижном колесе, примыкающем к колесу турбины, которое должно быть заторможено, и эти средства разрушения выполнены таким образом, чтобы срезать стойки лопаток переднего по потоку ротора на начальной стадии перемещения этого ротора в направлении по потоку.

Данное техническое решение, хотя и является достаточно эффективным, влечет за собой разрушения и, соответственно, значительные затраты на восстановление поврежденного лопаточного аппарата.

Задачей предлагаемого изобретения является достаточно простое, эффективное и не слишком дорогостоящее техническое решение, предназначенное для того, чтобы уменьшить скорость вращения турбины в газотурбинном двигателе, содержащей ротор, приводящий в движение вал и подвижный по вращательному движению внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала.

В соответствии с предлагаемым изобретением устройство торможения турбины в газотурбинном двигателе, содержащей ротор, имеющий по меньшей мере один диск с ободом, приводящий в движение вал и вращающийся относительно статора, отличается тем, что содержит первый орган торможения, жестко связанный с упомянутым ободом и снабженный по меньшей мере одним режущим элементом, и второй орган торможения, жестко связанный со статором по потоку позади этого обода и содержащий элемент в форме кольца, изготовленный из материала, который может быть разрезан при помощи упомянутого режущего элемента первого органа торможения, причем оба эти органа торможения входят в контакт друг с другом в результате осевого перемещения ротора после разрушения упомянутого вала, и режущий элемент первого органа торможения обеспечивает разрезание элемента в форме кольца второго органа торможения.

Техническое решение в соответствии с предлагаемым изобретением состоит, таким образом, в рассеивании энергии вращения ротора между двумя органами, которые приспособлены для торможения этого вращения. Эти средства торможения позволяют увеличить площадь контакта в функции поставленной задачи и обеспечения значительного коэффициента трения.

Преимуществом предлагаемого изобретения также является обеспечение возможности снижения максимального режима, который ротор должен выдерживать без разрушения. Этот режим представляет собой режим, который может быть достигнут в процессе разрушения упомянутого вала.

Размещая органы торможения за пределами канала движения газов, обеспечивают предохранение лопаток от разрушения и локализацию зоны, в которой происходит это рассеивание энергии.

Для двигателя, имеющего в своем составе выхлопной кожух, упомянутый первый орган торможения предпочтительно жестко связан с последней ступенью турбины ротора, а упомянутый второй орган торможения жестко связан с этим выхлопным кожухом.

Предпочтительно, чтобы первый орган торможения содержал множество режущих элементов, распределенных вокруг оси двигателя, и эти режущие элементы были реализованы путем механической обработки совместно с ободом. Эти режущие элементы выполнены в форме резцов, приспособленных для выдалбливания упомянутого элемента в форме кольца со снятием материала с этого кольца.

Предпочтительно также, чтобы элемент в форме кольца был присоединен к фланцу, установленному на статоре.

Предлагаемое изобретение также относится к двухвальному газотурбинному двигателю с поперечным сечением турбины низкого давления, которое оборудовано таким устройством торможения.

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

- фиг.1 изображает схематический вид в половинном осевом разрезе поперечного сечения турбины двухвального газотурбинного двигателя;

- фиг.2 - схематический вид устройства торможения, установленного на поперечном сечении турбины низкого давления газотурбинного двигателя.

На фиг.1 можно видеть часть поперечного сечения турбины 1 газотурбинного двигателя. В двухвальном и двухконтурном турбореактивном двигателе поперечное сечение турбины 1 содержит турбину высокого давления спереди по потоку, которая не показана на этой фигуре и в которую поступают горячие газы из камеры сгорания. Эти горячие газы, их прохождение через лопаточный аппарат колеса этой турбины высокого давления, направляются через колесо 3 неподвижных направляющих лопаточных аппаратов на поперечное сечение 5 турбины низкого давления. Это поперечное сечение 5 образовано ротором 6, сформированным здесь в виде барабана, соединяющего несколько снабженных системой лопаток дисков 61, 62, 63, в количестве трех в рассматриваемом здесь примере реализации. Лопатки, содержащие лопасть и корневую часть, устанавливаются, обычно индивидуально, на периферийной части дисков в ложементах, выполненных на ободе. Каждое колесо 7 неподвижных направляющих лопаточных аппаратов вставлено между ступенями турбины и предназначено для соответствующей ориентации газового потока по отношению к располагающимся позади них по потоку подвижным лопаточным аппаратам. Эта система образует поперечное сечение 5 турбины низкого давления. Ротор 6 этой турбины низкого давления установлен на валу 8, располагающемся концентрично по отношению к валу 9 турбины высокого давления, который продолжается в осевом направлении в направлении передней по потоку части двигателя, где на нем закрепляется ротор вентилятора. Эта вращающаяся система удерживается соответствующими подшипниками, располагающимися в передней и в задней частях двигателя. На фиг.1 показан вал 8, удерживаемый подшипником в конструктивном кожухе, называемом выхлопным кожухом 10. Этот выхлопной кожух снабжен средствами подвески, предназначенными для монтажа двигателя на воздушном судне.

В том случае, когда вал 8 случайным образом разрушается, подвижная система этой турбины низкого давления смещается в направлении назад по потоку, или вправо на рассматриваемой здесь фигуре, вследствие воздействия давления, создаваемого потоком движущихся газов. В то же время эта подвижная система увеличивает скорость своего вращения вследствие устранения момента, сил сопротивления в сочетании с тангенциальным толкающим усилием, которое горячие газы продолжают создавать на подвижных лопаточных аппаратах в процессе прохождения этих газов через турбину.

В соответствии с предлагаемым изобретением для того, чтобы исключить чрезмерное увеличение оборотов ротора турбины и не допустить того, чтобы скорость его вращения достигла максимально допустимого режима, предшествующего разрушению ротора, в поперечное сечение турбины встроено устройство торможения.

Это устройство 100 торможения схематически представлено на фиг.2, на которой показан частичный вид в изометрии диска 63′ турбины и выхлопного кожуха.

Диск 63′ соответствует диску 63, показанному на фиг.1, но модифицированному в соответствии с предлагаемым изобретением. Этот диск 63′ имеет обычную форму или какую-либо другую форму и, в соответствии с рассматриваемым здесь примером реализации, содержит втулку 63′А, обод 63′В, предусмотренный на его периферийной части, и радиальную перемычку 63′С небольшой толщины, располагающуюся между втулкой и ободом. Обод 63′В снабжен средствами присоединения лопаток, которые проходят в радиальном направлении в кольцевом канале, через которые протекают газы двигателя. Эти лопатки и средства их присоединения не являются частью предлагаемого изобретения и не представлены на упомянутой фигуре во всей их совокупности, но лишь в виде силуэта в плоскости разреза. Выхлопной кожух 10 представлен здесь в той своей части, которая располагается против диска 63′. Этот кожух содержит кольцевую платформу 10А, образующую внутреннюю стенку канала протекания потока газов в продолжении платформ, располагающихся на периферийной части диска 63′ последней ступени турбины. Лопатки спрямляющего аппарата 10В проходят в радиальном направлении в упомянутом кольцевом канале. Платформа 10А проходит в осевом направлении к передней по потоку части в сторону диска 63′ при помощи кольцевого язычка 10А′ герметизации.

Ниже приводится описание устройства торможения 100 в соответствии с предлагаемым изобретением. Это устройство содержит первый орган 110 торможения, который образован режущими элементами 110А. Первый орган 110 торможения жестко связан с ободом 63'В. Более конкретно, для рассматриваемого здесь примера выполнения, этот орган 110 жестко связан с радиальным фланцем 63'В1, располагающимся по потоку позади уровня расположения упомянутого обода. Элементы 110А в рассматриваемом примере выполнения представляют собой зубья, наклоненные в направлении вращения диска. Их дистальный конец имеет форму скошенной кромки и срезан таким образом, чтобы сформировать режущее средство типа резца. Режущая кромка здесь располагается в радиальном направлении или же по существу в радиальном направлении.

Этот первый орган (110) торможения может быть присоединен к фланцу 63'В1 обода 63'В, но он также может быть получен путем механической обработки, совместно с ободом, полученной из литейного производства заготовки. В этом случае орган торможения будет изготовлен из того же металла, что и обод. И твердость этого органа будет соответствать твердости упомянутого металла.

Второй орган 120 торможения устанавливается на статоре, образованном выхлопным кожухом 10. Этот второй орган содержит кольцевой диск 120В, прикрепленный болтами к кольцевому ребру жесткости кожуха 10 под язычком 10А'. Этот диск 120В содержит радиальный фланец 120В1, размещенный по потоку позади первого органа 110 торможения. Элемент 120А в форме кольца жестко связан с фланцем 120В1. Этот элемент 120А в форме кольца имеет прямоугольное поперечное сечение с радиальной поверхностью, перпендикулярной к оси вращения и удерживаемой на небольшом расстоянии по потоку позади режущих кромок режущих инструментов (110А), образующих первый орган (110) торможения.

Материал, из которого изготовлен упомянутый элемент 120А в форме кольца, имеет твердость, меньшую, чем твердость режущих элементов 110А. Этот элемент может представлять собой единую деталь с фланцем 120В, но он также может быть присоединен к упомянутому фланцу.

При нормальном функционировании диск турбины вращается вокруг своей оси и режущие элементы 110А перемещаются по вращательному движению вокруг оси двигателя параллельно передней поверхности элемента 120А в виде кольца, предпочтительным образом не касаясь этого элемента.

Сочетание элементов 110А и 120А должно обеспечить, в том случае, когда диск смещается в осевом направлении в сторону по потоку вследствие разрушения вала 8, возможность для упомянутых режущих элементов 110А войти в контакт трения с упомянутым элементом 120А в форме кольца. Вращение, связанное с давлением потока газов, приводит к разрезанию элемента 120А при помощи режущих элементов 110А так же, как это происходит при действии обычного режущего инструмента. Энергия для такого разрезания поступает от вращающегося ротора и, таким образом, рассеивается.

Геометрические параметры режущих элементов 110А, угол наклона скошенного края, длина режущей кромки и материал, из которого изготовлены эти элементы, определяются совместно и в соответствии с характеристиками материала, из которого изготовлен упомянутый кольцевой элемент 120А.