RU2171382C2 - Facility to catch fragments of rotor of turbomachine - Google Patents
Facility to catch fragments of rotor of turbomachine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2171382C2 RU2171382C2 RU99115930A RU99115930A RU2171382C2 RU 2171382 C2 RU2171382 C2 RU 2171382C2 RU 99115930 A RU99115930 A RU 99115930A RU 99115930 A RU99115930 A RU 99115930A RU 2171382 C2 RU2171382 C2 RU 2171382C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- rim
- casing
- blades
- turbomachine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано в осевых турбомашинах, преимущественно в турбостартерах для стационарных газотурбинных установок. The invention relates to the field of power engineering and can be used in axial turbomachines, mainly in turbostarts for stationary gas turbine plants.
Известно устройство для сохранения и поглощения энергии обломков ротора, содержащее полый корпус, размещенный в опорах вращения ротор, включающий по крайней мере один диск с лопатками, причем на внутренней поверхности корпуса над рабочими лопатками выполнен ряд глубоких канавок, а корпус содержит торцевой фланец, скрепленный с возможностью проворачивания в результате воздействия разлетающихся осколков ротора [1]. A device is known for storing and absorbing the energy of rotor debris, comprising a hollow body located in rotor supports, comprising at least one disk with blades, a series of deep grooves being made on the inner surface of the body above the working blades, and the body comprising an end flange fastened to the possibility of turning as a result of the impact of flying fragments of the rotor [1].
Недостатками известной конструкции являются низкие демпфирующие свойства и недостаточная надежность бронированного корпуса вследствие возникновения кольцевых напряжений в основаниях глубоких канавок, а также непрогнозируемые характер и форма разрушения корпуса вследствие его консольного закрепления на торцевом фланце, воспринимающем тормозной момент заклиненных в корпусе обломков ротора. The disadvantages of the known design are low damping properties and insufficient reliability of the armored housing due to ring stresses in the bases of deep grooves, as well as the unpredictable nature and shape of the destruction of the housing due to its cantilever fastening on the end flange, which receives the braking moment of the rotor fragments jammed in the housing.
Наиболее близкой к заявляемому устройству является конструкция отсека для удерживания обломков втулки центробежного компрессора газотурбинного двигателя, содержащая размещенный в опорах вращения ротор, причем корпус снабжен кольцевым ободом вблизи радиально внешнего торца над ротором и охвачен кожухом [2]. Closest to the claimed device is the design of the compartment for holding debris of the sleeve of a centrifugal compressor of a gas turbine engine, containing a rotor located in the bearings, and the housing is provided with an annular rim near the radially outer end above the rotor and is enclosed by a casing [2].
Недостатком известной конструкции является недостаточная эффективность указанной брони и конструкции в целом в части локализации разрушенных при раскрутке обломков ротора турбомашины и исключения возгорания при этом масла и пускового газа, преимущественно при ее использовании в стационарных газотурбинных установках для перекачки сжатого природного газа. A disadvantage of the known design is the lack of effectiveness of the specified armor and design as a whole in terms of localization of the turbomachine rotor fragments destroyed during the spinning process and preventing the ignition of oil and starting gas, mainly when it is used in stationary gas turbine installations for pumping compressed natural gas.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности турбомашины за счет локализации разрушенных при раскрутке обломков ротора путем прогнозируемой поломки корпуса в наиболее слабом месте, при срабатывании которого не произойдет разгерметизации газовой полости и возгорания пускового газа. The technical problem to be solved by the claimed invention is aimed at increasing the reliability of a turbomachine due to the localization of rotor fragments destroyed during the spinning process by predicted breakdown of the body in the weakest place, the operation of which will not cause gas cavity depressurization and starting gas ignition.
Сущность технического решения заключается в том, что в устройстве для удерживания обломков ротора турбомашины, содержащем полый корпус, размещенный в опорах вращения ротор, включающий по крайней мере один диск с лопатками, причем корпус снабжен кольцевым ободом над лопатками ротора и охвачен кожухом, согласно изобретению, кольцевой обод снабжен двумя внутренними фланцами, выполненными с ободом в виде единой монолитной детали, и скреплен с корпусом по двум кольцевым пояскам, один из фланцев расположен перед входом лопаток ротора, а другой - за их выходом, причем радиальная толщина стенки корпуса над лопатками ротора не превышает радиальную толщину стенки обода, а радиальное удаление обода от корпуса выполнено в пределах 1,0...1,8 высоты лопаток ротора, при этом масса кольцевого обода с фланцами соответствует величине энергетического воздействия обломков ротора
M = K • Eк,
где M - масса кольцевого обода с фланцами;
Eк - величина энергетического воздействия, Дж;
K - коэффициент пропорциональности, равный 30•10-6 ... 50•10-6 кг/Дж;
а толщина стенки корпуса над лопатками турбомашины соответствует соотношению
где T - толщина стенки корпуса, мм;
Eк - величина энергетического воздействия, Дж;
G - прочность материала при статическом изгибе, МПа;
K1 - коэффициент пропорциональности, равный 0,8 - 1,3 (МПа•мм)/Дж;
f - расчетный запас прочности, равный 1,2.The essence of the technical solution lies in the fact that in the device for holding fragments of the rotor of the turbomachine, containing a hollow body, placed in the bearings of rotation of the rotor, comprising at least one disk with blades, the body is provided with an annular rim above the rotor blades and covered by a casing, according to the invention, the annular rim is equipped with two inner flanges, made with the rim in the form of a single monolithic part, and fastened to the housing along two annular belts, one of the flanges is located in front of the entrance of the rotor blades, and the other - behind their exit, and the radial thickness of the wall of the housing above the rotor blades does not exceed the radial thickness of the wall of the rim, and the radial removal of the rim from the housing is performed within 1.0 ... 1.8 of the height of the rotor blades, while the mass of the annular rim with flanges corresponds to the magnitude of the energy impact of rotor debris
M = K • E k ,
where M is the mass of the annular rim with flanges;
E to - the magnitude of the energy impact, J;
K is the proportionality coefficient equal to 30 • 10 -6 ... 50 • 10 -6 kg / J;
and the wall thickness of the body above the blades of the turbomachine corresponds to the ratio
where T is the wall thickness of the housing, mm;
E to - the magnitude of the energy impact, J;
G is the strength of the material under static bending, MPa;
K 1 - coefficient of proportionality equal to 0.8 - 1.3 (MPa • mm) / J;
f is the estimated safety factor of 1.2.
Выполнение кольцевого обода с двумя внутренними фланцами в виде единой монолитной детали, скрепленной с корпусом по двум кольцевым пояскам (при помощи горячей посадки), с расположением одного из фланцев перед входом лопаток ротора, а другого - за их выходом, причем радиальной толщины стенки корпуса над лопатками, не превышающей радиальной толщины стенки обода корпуса, а радиального удаления обода от корпуса, находящегося в пределах 1,0...1,8 высоты лопаток ротора, позволяет спрогнозировать поломку корпуса в наиболее слабом месте за счет локализации разрушенных обломков ротора без разгерметизации газовой полости и возгорания пускового топливного газа. The execution of the annular rim with two inner flanges in the form of a single monolithic part, fastened to the housing along two annular bands (by means of a hot fit), with the location of one of the flanges in front of the entrance of the rotor blades, and the other behind their exit, with the radial thickness of the housing wall above blades, not exceeding the radial thickness of the wall of the rim of the casing, and the radial removal of the rim from the casing, which is within 1.0 ... 1.8 of the height of the rotor blades, allows you to predict damage to the casing in the weakest place due to the lock ization destroyed rotor fragments without depressurization gas cavity and ignition starter fuel gas.
Оценка непробиваемости обода при ударе в него оборвавшейся части диска позволяет сравнивать кинетическую энергию оборвавшейся части (Eк) и работу, необходимую для разрушения корпуса (A). Предполагается, что энергия оборвавшегося фрагмента диска совпадает с энергией фрагмента, имеющего конфигурацию сектора, содержащего 1/3 часть диска с присоединенной массой его лопаток, имеющих 1/3 высоты от корня. Расчетный запас прочности по непробиваемости определяется соотношением f = A/Eк.Evaluation of the impenetrability of a rim upon impact of a ruptured part of the disk allows one to compare the kinetic energy of the ruptured part (E k ) and the work required to break the case (A). It is assumed that the energy of a torn disk fragment coincides with the energy of a fragment having the configuration of a sector containing 1/3 of the disk with the attached mass of its blades having 1/3 of the height from the root. The estimated safety factor for impenetrability is determined by the ratio f = A / E k .
Выполнение массы кольцевого обода с фланцами, охватывающими корпус ротора в соответствии с величиной энергетического воздействия обломков ротора
M = K • Eк,
а толщины стенки корпуса над лопатками ротора, определяемой соотношением
позволяет спрогнозировать поломку ротора и энергетическое воздействие обломков ротора на корпус и кольцевой обод над лопатками ротора без разгерметизации внешнего кожуха. Это обеспечивает заданный характер разрушения ротора по утонченной перемычке отдельных сегментов венца, обрыв диска от вала без разворота разбалансированного диска и изгиба вала, а также исключения резкого затормаживания фрагментов диска корпусом.The execution of the mass of the annular rim with flanges covering the rotor housing in accordance with the magnitude of the energy impact of the rotor fragments
M = K • E k ,
and the wall thickness of the body above the rotor blades, determined by the ratio
allows to predict rotor breakdown and energy impact of rotor debris on the casing and the annular rim above the rotor blades without depressurization of the outer casing. This ensures a predetermined nature of rotor failure along the refined jumper of individual segments of the crown, breaking the disk from the shaft without turning the unbalanced disk and bending the shaft, as well as eliminating sudden braking of disk fragments by the casing.
На чертеже изображен продольный разрез турбомашины. The drawing shows a longitudinal section of a turbomachine.
В полом корпусе 1 турбостартера размещен в опорах вращения 2 и 3 ротор турбины 4, включающий диск 5 с лопатками 6. Корпус 1 снабжен кольцевым ободом 7 над лопатками 6 ротора турбины 4 и охвачен кожухом 8. Кольцевой обод 7 снабжен двумя внутренними фланцами 9 и 10, выполненными с ободом 7 в виде единой монолитной детали, и скреплен горячей посадкой с корпусом 1 по двум кольцевым пояскам Д1 и Д2. Внутренний фланец 9 расположен перед входом 11 лопаток 6 ротора турбины 4, а внутренний фланец 10 расположен за выходом 12 лопаток 6. Радиальная толщина Т стенки корпуса 1 над лопатками 6 ротора турбины 4 не превышает радиальную толщину Т0 стенки обода 7. Радиальное удаление ΔR обода 7 от корпуса 1 находится в пределах 1..0...1,8 высоты h лопаток 6 ротора турбины 4. Кроме того, устройство содержит вал 13 ротора турбины 4, направление 14 входа и выхода пускового топливного газа, ведущую шестерню 15 редуктора, ловитель 16 диска 5 турбины.In the hollow casing 1 of the turbostarter, the turbine 4 rotor 4, including the disk 5 with blades 6, is located in the rotation supports 2 and 3. The casing 1 is provided with an annular rim 7 above the blades 6 of the turbine rotor 4 and is enclosed by a casing 8. The annular rim 7 is provided with two inner flanges 9 and 10 made with a rim 7 in the form of a single monolithic part, and fastened by a hot fit with the housing 1 along two ring belts D1 and D2. The inner flange 9 is located in front of the inlet 11 of the blades 6 of the turbine rotor 4, and the inner flange 10 is located behind the outlet 12 of the blades 6. The radial thickness T of the wall of the casing 1 above the blades 6 of the rotor of the turbine 4 does not exceed the radial thickness T 0 of the wall of the rim 7. Radial removal ΔR of the rim 7 from the housing 1 is in the range 1..0 ... 1.8 of the height h of the blades 6 of the turbine rotor 4. In addition, the device comprises a shaft 13 of the turbine rotor 4, a direction 14 of the inlet and outlet of the starting fuel gas, the drive gear 15 of the gearbox, catcher 16 disk 5 turbine.
Работает устройство следующим образом. В случае обрыва диска 5 ротора 4 турбины по утонченной перемычке отдельных сегментов венца, обломки ротора 4 турбины пробивают стенку Т в корпусе 1, попадают в кольцевую камеру ΔR и удерживаются от выпадания внутренними фланцами 9 и 10 кольцевого обода 7. В случае резкого заклинивания фрагментов диска 5 корпусом 1 происходит прокручивание кольцевого обода 7 относительно корпуса 1 по кольцевым пояскам Д1 и Д2. В случае обрыва диска 5 от вала 13 ротора 4 турбины происходит его осевое удерживание ловителем 16, разрушение стенки Т в корпусе 1 без разворота разбалансированного диска 5, т.к. выполненный зацело с диском 5 венец лопаток 6 удерживается от разворота внутренними фланцами 9 и 10 кольцевого обода 7. The device operates as follows. In case of rupture of the disk 5 of the turbine rotor 4 along the refined jumper of the individual segments of the rim, the fragments of the turbine rotor 4 pierce the wall T in the housing 1, fall into the annular chamber ΔR and are prevented from falling out by the inner flanges 9 and 10 of the ring rim 7. In case of sharp jamming of the disk fragments 5 by the housing 1, the annular rim 7 is scrolled relative to the housing 1 along the annular belts D1 and D2. In the event of a breakdown of the disk 5 from the shaft 13 of the turbine rotor 4, it is axially held by the catcher 16, the wall T in the housing 1 is destroyed without turning the unbalanced disk 5, because made completely with the disk 5, the crown of the blades 6 is kept from turning by the inner flanges 9 and 10 of the annular rim 7.
Таким образом, локализация разрушенных при раскрутке обломков ротора турбины (фактические обороты разрушения ротора ~ 72165 об/мин) приводит к пробоине в стенке Т корпуса 1, к деформации радиальной толщины Т0 стенки обода 7 и к прокручиванию обода 7 по кольцевым пояскам 9 и 10 без разрушения внешнего кожуха 8, при этом разгерметизации газовой полости и возгорания топливного газа 14 не происходит.Thus, the localization of the turbine rotor fragments destroyed during the spin-up process (actual rotor destruction speed ~ 72165 rpm) leads to a hole in the wall T of the housing 1, to the deformation of the radial thickness T 0 of the wall of the rim 7 and to the rotation of the rim 7 along the annular belts 9 and 10 without destroying the outer casing 8, while the depressurization of the gas cavity and ignition of the fuel gas 14 does not occur.
Источники информации
1. US патент N 3261228, НКИ 74-609, 1966 г.Sources of information
1. US patent N 3261228, NKI 74-609, 1966
2. WO патент N 9619640 A1, F 01 D 21/04, 1995 г. - прототип. 2. WO patent N 9619640 A1, F 01 D 21/04, 1995 - prototype.
Claims (1)
М = К•Ек,
где М - масса кольцевого обода с фланцами;
Ек - величина энергетического воздействия, Дж;
К - коэффициент пропорциональности, равный 30•10-6 - 50•10-6 кг/Дж,
а толщина стенки корпуса над лопатками турбомашины соответствует соотношению
где Т - толщина стенки корпуса, мм;
Ек - величина энергетического воздействия, Дж;
G - прочность материала при статическом изгибе, МПа;
К1 - коэффициент пропорциональности, равный 0,8 - 1,3 (МПа•мм)/Дж;
f - расчетный запас прочности, равный 1,2.A device for holding fragments of a rotor of a turbomachine, comprising a hollow body located in the rotor bearings, comprising at least one disk with blades, the body being provided with an annular rim above the rotor blades and covered by a casing, characterized in that the annular rim is provided with two inner flanges made with a rim in the form of a single monolithic part, and fastened to the housing along two annular belts, one of the flanges is located in front of the entrance of the rotor blades, and the other behind their exit, the radial wall thickness of the body Ca above the rotor blades does not exceed the radial thickness of the rim wall, and the radial removal of the rim from the housing is made within 1.0 - 1.8 of the height of the rotor blades, while the mass of the annular rim with flanges corresponds to the magnitude of the energy impact of the rotor fragments
M = K • E k ,
where M is the mass of the annular rim with flanges;
E to - the magnitude of the energy impact, J;
K - coefficient of proportionality equal to 30 • 10 -6 - 50 • 10 -6 kg / J,
and the wall thickness of the body above the blades of the turbomachine corresponds to the ratio
where T is the wall thickness of the housing, mm;
E to - the magnitude of the energy impact, J;
G is the strength of the material under static bending, MPa;
To 1 - the coefficient of proportionality equal to 0.8 - 1.3 (MPa • mm) / J;
f is the estimated safety factor of 1.2.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99115930A RU2171382C2 (en) | 1999-07-21 | 1999-07-21 | Facility to catch fragments of rotor of turbomachine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99115930A RU2171382C2 (en) | 1999-07-21 | 1999-07-21 | Facility to catch fragments of rotor of turbomachine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU99115930A RU99115930A (en) | 2001-05-20 |
| RU2171382C2 true RU2171382C2 (en) | 2001-07-27 |
Family
ID=20222972
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99115930A RU2171382C2 (en) | 1999-07-21 | 1999-07-21 | Facility to catch fragments of rotor of turbomachine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2171382C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451793C1 (en) * | 2010-12-20 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine turbine |
| US8191254B2 (en) | 2004-09-23 | 2012-06-05 | Carlton Forge Works | Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine |
| RU2518719C2 (en) * | 2009-02-05 | 2014-06-10 | Микротюрбо | Air starter for turbine engine |
-
1999
- 1999-07-21 RU RU99115930A patent/RU2171382C2/en active
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8191254B2 (en) | 2004-09-23 | 2012-06-05 | Carlton Forge Works | Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine |
| US8317456B2 (en) | 2004-09-23 | 2012-11-27 | Carlton Forge Works | Fan case reinforcement in a gas turbine jet engine |
| US8454298B2 (en) | 2004-09-23 | 2013-06-04 | Carlton Forge Works | Fan case reinforcement in a gas turbine jet engine |
| RU2518719C2 (en) * | 2009-02-05 | 2014-06-10 | Микротюрбо | Air starter for turbine engine |
| RU2451793C1 (en) * | 2010-12-20 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2313672C2 (en) | Device to limit overspeeding of turbine in turbomachine | |
| CN103261630B (en) | With the exhaust-gas turbocharger for the axially device of stationary axle when compressor impeller breaks | |
| EP1149229B1 (en) | Hardwall fan case with structured bumper | |
| US7448845B2 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2518719C2 (en) | Air starter for turbine engine | |
| JPH10110622A (en) | Crack/damage preventing device for radial-flow turbine of turbo charger | |
| US9995179B2 (en) | Compressor assembly for turbocharger burst containment | |
| US4197052A (en) | Safety device for an axially rotating machine | |
| US6533541B1 (en) | High energy particle arrestor for air turbine starters | |
| US10781714B2 (en) | Device for limiting overspeeding of a turbine shaft of a turbomachine, and associated control method | |
| JP5114797B2 (en) | Device for suppressing turbine overspeed in turbomachinery | |
| GB2119863A (en) | Turbine rotor | |
| EP2767677B1 (en) | Fan containment system, corresponding fan assembly and gas turbine engine | |
| CN111954752B (en) | Turbine shaft of a turbomachine and method for protecting said shaft against overspeed | |
| RU2171382C2 (en) | Facility to catch fragments of rotor of turbomachine | |
| US4503667A (en) | Turbine overspeed limiter for turbomachines | |
| JP2002147397A (en) | Fluid machinery | |
| EP2935785B1 (en) | Root spacer for arranging between a rotor disk and a root of a rotor blade | |
| EP2594742B1 (en) | Low cost containment ring | |
| RU2732278C1 (en) | Device for turbojet engine broken turbine blade localization | |
| US4917569A (en) | Turbine containment system | |
| WO1997001708A1 (en) | Gas turbine starter | |
| EP2904214B1 (en) | Reduced fan containment threat through liner and blade design | |
| WO2023086776A1 (en) | Compressor housing |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20021030 Effective date: 20110819 |
|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20110919 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |