RU2606165C2 - Центробежный компрессор, снабженный маркером измерения износа, и способ мониторинга износа, использующий этот маркер - Google Patents

Центробежный компрессор, снабженный маркером измерения износа, и способ мониторинга износа, использующий этот маркер Download PDF

Info

Publication number
RU2606165C2
RU2606165C2 RU2014114054A RU2014114054A RU2606165C2 RU 2606165 C2 RU2606165 C2 RU 2606165C2 RU 2014114054 A RU2014114054 A RU 2014114054A RU 2014114054 A RU2014114054 A RU 2014114054A RU 2606165 C2 RU2606165 C2 RU 2606165C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
markers
wear
centrifugal compressor
markings
cover
Prior art date
Application number
RU2014114054A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014114054A (ru
Inventor
Поль-Этьенн ЖАКТА
Паскаль ЛЕБРЮ
Жером САРРАМЕА
Льонель СКЮИЛЛЕ
Original Assignee
Турбомека
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2014114054A publication Critical patent/RU2014114054A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2606165C2 publication Critical patent/RU2606165C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/001—Testing thereof; Determination or simulation of flow characteristics; Stall or surge detection, e.g. condition monitoring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D17/00—Radial-flow pumps, e.g. centrifugal pumps; Helico-centrifugal pumps
    • F04D17/08—Centrifugal pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/42—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/4206—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/56—Investigating resistance to wear or abrasion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/40—Application in turbochargers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Investigating Materials By The Use Of Optical Means Adapted For Particular Applications (AREA)

Abstract

Центробежный компрессор газовой турбины с радиальным воздухозаборником содержит крыльчатку, укомплектованную лопатками, и крышку истечения воздушного потока в лопатки крыльчатки. Крышка, покрытая абляционным материалом, имеет кольцевую зону изгиба по существу в срединной части. В абляционном покрытии этой зоны механической обработкой выполнены выемки маркировки (M1–M3) определенной глубины, предпочтительно по группам (G1, G2). Последовательно осуществляются эндоскопические осмотры для подачи сигнала изображения маркировок. Обработка эндоскопического сигнала позволяет определить число остаточных маркировок и реализовать критерий решения по демонтажу двигателя. Изобретение направлено на точное измерение эрозии компрессоров без демонтажа двигателя, а также простую установку. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к центробежному компрессору газовой турбины, снабженному маркером мониторинга износа, а также к способу измерения износа центробежного компрессора, использующего такой маркер.
Изобретение применимо, в частности, к газотурбинным двигателям вертолетов, конкретно к газотурбинным двигателям с одно- или двухступенчатыми компрессорами.
Эрозионному износу подвержены основные детали воздушного тракта двигателя, оборудованного, по меньшей мере, одним центробежным компрессором с радиальным воздухозаборником. Детали компрессора и наиболее подверженные эрозии зоны этих деталей считаются крыльчатка, в частности передние кромки основных лопаток; радиальный диффузор, в частности передние кромки и его лопатки; и крышка крыльчатки, в частности, на уровне изгиба крышки.
Изобретение относится, в частности, к области мониторинга исправного функционирования турбины, причем назначение этого мониторинга состоит в обнаружении эрозии, вызванной, как правило, проникновением посторонних тел в воздушный тракт, в частности песка.
Предшествующий уровень техники
Известное решение проблемы состоит в измерении эрозии компрессора на передней кромке основных лопаток крыльчатки, в частности, эндоскопией. В патентном документе FR 2 938 651 описан такой способ измерения износа передней кромки поворотной лопатки крыльчатки. На определенном расстоянии от передней кромки осуществляют метку, и это расстояние отслеживается эндоскопом, расположенным в поле видимости, включающем метку и часть передней кромки. Средства обработки изображений, представленных эндоскопом, позволяют сделать вывод о положении передней кромки относительно метки.
Между тем измерение отступления передней кромки основных лопаток крыльчатки сопряжено с большой неточностью и доступ к лопаткам затруднен без демонтажа двигателя. Более того, установка сигнализатора (temoin) на деталях вращения представляется трудновыполнимой ввиду высоких напряжений крыльчатки в режиме эксплуатации. При этом отсутствует надежная точка отсчета для измерения положения сигнализатора относительно передней кромки лопатки, когда она полностью подвержена эрозии.
В целом эти неопределенности относительно признаков износа деталей могут привести к ошибочному диагнозу в вопросе о состоянии деталей и преждевременному или запоздалому демонтажу двигателя. Такое отсутствие определенности не позволяет разработать целенаправленный режим обслуживания каждой детали.
Раскрытие изобретения
Задача изобретения состоит в устранении вышеуказанных недостатков, в частности, оно направлено на осуществление точного измерения эрозии компрессоров без демонтажа двигателя, на разработку простой установки. С этой целью, хотя износ крышек компрессора не является критическим, что априори делает невозможным использовать их в качестве маркера, было отмечено, что установка сигнализатора в крышке может быть полезной для определения износа. Действительно, изгиб крышек подвержен эрозии и мониторинг этой эрозии посредством соответствующей маркировки обеспечивает такое определение износа не только крышек, но также сопряженных деталей компрессоров, в частности лопаток крыльчатки.
Для большей ясности, предметом предлагаемого изобретения является центробежный компрессор газовой турбины с радиальным воздухозаборником. Такой компрессор содержит крыльчатку, укомплектованную лопатками, и крышку истечения воздушного потока в лопатки. Крышка, которая покрыта абляционным материалом, имеет кольцевую зону изгиба по существу в срединной части. В этой зоне изгиба в абляционном покрытии механической обработкой выполнена, по меньшей мере, одна выемка маркировки определенной глубины, так называемый маркер. Предпочтительно, этот компрессор представляет собой первую ступень сжатия одно- или двухступенчатого газотурбинного двигателя.
Согласно предпочтительным признакам:
- по меньшей мере, две, предпочтительно, по меньшей мере, три группы, по меньшей мере, из двух, предпочтительно, по меньшей мере, из трех маркеров распределены вдоль зоны изгиба крышки;
- маркеры каждой группы имеют различную, количественно определенную начальную глубину;
- маркеры каждой группы могут быть расположены в линию в указанной зоне изгиба и их местоположение выбрано между меридианой, радиусом и наклонной линией между меридианой и радиусом;
- маркеры выбраны по форме между цилиндрической формой, предпочтительно выточка с кругообразным или продолговатым основанием, шаровым сегментом, формой конуса и пазом.
Изобретение относится также к способу мониторинга износа центробежного компрессора вышеописанного типа. В этом способе:
- механической обработкой, по меньшей мере, одной выемки определенной глубины в абляционном покрытии изгиба крышки выполнена, по меньшей мере, одна маркировка;
- эндоскопические осмотры осуществляют последовательно по времени;
- при каждом осмотре эндоскоп вводят в компрессор, при этом активный конец эндоскопа позиционируют напротив одного или нескольких маркеров для подачи сигнала изображения маркировок;
- обработка эндоскопического сигнала позволяет определить число остаточных маркировок, и критерий решения по демонтажу двигателя реализуется в зависимости от этого числа и сравнительных данных по износу.
Согласно предпочтительным вариантам осуществления:
- маркировки имеют различную глубину и разность между двумя ближайшими глубинами количественно определена в соответствии с измеренной степенью износа;
- маркировки равномерно распределены по окружности изгиба крышки, индивидуально или по группам, по меньшей мере, из двух маркировок, предпочтительно, по меньшей мере, из трех маркировок;
- сравнение между перечислениями оставшихся маркеров в ходе последовательных проверок позволяет определить величину скорости эрозии и степень износа крышки, а также путем экстраполяции на основе запомненных данных относительно корреляций износа между деталями компрессора данные по другим деталям компрессора;
- критерий решения сравнивает при каждом осмотре число оставшихся маркировок с критическим числом, установленным в зависимости от запомненных данных, и двигатель демонтируют для замены изношенных деталей, когда достигается критическое число.
Описание чертежей
В дальнейшем изобретение поясняется описанием неограничительных вариантов его осуществления со ссылками на фигуры чертежей, на которых:
Фиг.1 изображает вид в частичном разрезе газотурбинного двигателя вертолета, содержащего компрессор согласно изобретению;
Фиг.2 – частичный осевой вид крышки согласно изобретению, содержащей две группы из трех маркеров, расположенных в линию по радиусу и меридиане изгиба крышки;
Фиг.3 – общий осевой вид примера крышки согласно изобретению, содержащей три группы из трех маркеров, расположенных в линию по меридиане, и
Фиг.4 и 5 содержат изображения в разрезе и в изометрии трех маркеров одной из указанных групп, и
Фиг.6 изображает пример блок-схемы этапов реализации способа измерения износа согласно изобретению.
Детальное описание
Газотурбинный двигатель 100, показанный в разрезе с фиг.1, содержит по существу с осевой симметрией вокруг центральной оси Х’Х: центробежный компрессор 1; турбины 2 и 3 привода компрессора 1 и оси передачи мощности вертолета (винт, коробка передач и т.д.) посредством ходового вала 4; радиальный воздухозаборник 5 рубашки циркуляции 50 потока свежего воздуха F1 и камеру сгорания 6.
Для большей ясности, центробежный компрессор 1 содержит главным образом крыльчатку сжатия 10, снабженную лопатками 11 и питаемую воздухом F1, крышку 12, ограничивающую кольцевой канал, в котором перемещается поток F1, и радиальный диффузор 13 с лопатками 14.
В рабочем режиме воздушный поток F1 вначале всасывается в воздухозаборник свежего воздуха 2, затем сжимается между лопатками 11 крыльчатки и крышкой 12. Вслед за этим сжатый поток F1 выходит радиально из крыльчатки 10.
Таким образом, поток F1 проходит через радиальный диффузор 13, образованный на периферии компрессора 1, спрямляется изогнутыми лопатками 14 и направляется во входные каналы 60 камеры сгорания 6.
В рабочем режиме воздушный поток F1, в котором присутствуют посторонние частицы, например песчинки, разрушает основные детали компрессора: поворотные лопатки 11 крыльчатки, крышку 12 и лопатки 14 диффузора.
Чтобы измерить степень воздействия эрозии, крышку 12 механически обрабатывают таким образом, чтобы выполнить маркеры в выемке 14, как показано на фиг.2. В крышке 12, в ее центральной части, имеется кольцевая зона, образующая изгиб 12а. В этом изгибе 12а выполнена первая группа G1 из трех маркеров М1, М2 и М3. Маркеры группы G1 расположены в линию по меридиане 120 (представленной штриховой линией) изгиба 12а. Показан также другой пример расположения маркеров М1–М3. Здесь маркеры М1–М3 расположены в линию таким образом, что образуют группу G2 вдоль радиуса 121 (представлен штриховой линией) изгиба 12а.
Здесь маркеры имеют цилиндрическую форму с кругообразным основанием. Альтернативно возможны другие формы: выточка с продольным основанием, шаровой сегмент, форма конуса или паз.
В целом маркеры одной группы расположены достаточно близко друг от друга, менее 10 мм, чтобы быть способными претерпеть одинаковый тип эрозии. Кроме того, маркеры имеют максимальное отверстие меньше примерно 1 мм, так что они не могут быть закупорены проникновением посторонних тел, в частности песчинок.
Крышка 12 покрыта известным абляционным материалом толщиной несколько миллиметров, чтобы избежать контакта с лопатками, что оказалось бы вредным для исправного функционирования. Маркеры выполнены в этом абляционном материале механической обработкой.
Крышка представляет собой деталь, которая подвержена разрушению потоком F1, в частности изгиб 12а. На фиг.2 изгиб 12а образует разрушаемую эрозией зону, которая заштрихована относительно остальной части изгиба. Износ крышки и ее изгиба, в частности, не сказывается на исправном функционировании двигателя.
В общем осевом виде на фиг.3 пример крышки 12 согласно изобретению содержит три группы G3–G5 из трех маркеров каждая, идентичных описанным прежде маркерам М1–М3. Маркеры расположены в линию по меридиане 120 и группы G3–G5 равномерно распределены с разносом 120º по окружности изгиба 12а крышки 12. Альтернативно, маркеры М1–М3 могут быть расположены в линию по радиусу 121, как показано на фиг.2.
В примере маркеры имеют по существу цилиндрическую форму и различную глубину. Изображения в разрезе и в перспективе на фиг.4 и 5 показывают с большей точностью три маркера М1–М3 и соответственно их глубину Р1–Р3. Цилиндрические маркеры имеют многогранные стенки. Они следуют друг за другом с увеличивающейся глубиной. Расхождение по глубине между соседними маркерами является постоянным и количественно определенным: оно соответствует измеренной единице износа. В примере величина глубины составляет 0,2 мм, и соответственно глубина маркеров М1–М3 равна 0,2, 0,4 и 0,6. При осмотрах крышки , например, эндоскопией степень износа крышки находится между 0 и 0,2 мм, если не один из маркеров не исчез; между 0,2 и 0,4 мм, если исчез маркер М1; и между 0,4 и 0,6, если исчезает маркер М2.
При этом исчезновение маркера М2 приводит к проверке деталей компрессора, чтобы определить, что такая эрозия крышки показывает путем экстраполяции в зависимости от типа двигателя и профиля использования критическую эрозию лопаток крыльчатки. Такая критическая эрозия соответствует лимиту использования, что требует, следовательно, замены изношенных деталей.
Для корректировки величины износа крышки и, соответственно, других деталей может быть задействовано большое число маркеров по группам с меньшим показателем глубины, например 0,1 мм.
Блок-схема на фиг.6 предлагает пример последовательности этапов, которые могут быть осуществлены в рамках способа мониторинга износа компрессора согласно изобретению. В этом примере маркировки, в которых группы маркеров G3–G5 содержат «i» маркеров Mi, причем «i» равно или превышает 3, например равно 4 или 5, выполняют механической обработкой в абляционном покрытии изгиба крышки (этап 100). В целом механической обработкой могут быть выполнено больше трех групп.
Вслед за этим эндоскопические осмотры осуществляют последовательно во времени (этап 200), например после каждого отдельного задания продолжительностью Tj. При каждом осмотре эндоскоп вводят в компрессор, следуя предусмотренным направлениям движения, вплоть до позиционирования активного конца эндоскопа напротив каждой из трех групп G3–G5, в данном примере, и подачи сигналов изображения маркеров Mi.
Устройство обработки сигнала DTS получает эндоскопические сигналы. Затем устройство определяет число остающихся маркеров Nr по группам (этап 300) и реализует критерий решения CD по демонтажу двигателя в зависимости от этого числа. Результат реализации этого решения передается оператору.
При последовательно осуществляемых по времени осмотрах устройство DTS в зависимости от числа остающихся маркеров Nr и продолжительности Tj определяет скорость эрозии «Ve» и степень износа «Au» крышки и лопаток крыльчатки. Эти данные также запоминаются в устройстве обработки (этап 400).
С этой целью данные DATA также запоминаются в устройстве обработки относительно: распределения эрозии по крышке, корреляций износа в зависимости от конфигурации двигателей, по деталям компрессора, что позволяет экстраполировать износ лопаток крыльчатки, исходя из износа крышки, профили задач вертолета и гранулометрию проникших посторонний тел в зависимости от задач, предыдущие результаты «Ve» и «Au» касательно осмотренного двигателя, а также результаты «Ve» и «Au» двигателей в зависимости от условий их использования.
Критерий CD определяет критическое число остающихся маркеров «Nrc» и затем в зависимости от данных DATA и критического числа остающихся маркеров «Nrc» выводит число остающихся маркеров «Nr» по группам G3–G5 в терминах износа деталей, в частности лопаток крыльчатки (этап 500). Например, может случиться, что критическим является лишь число маркеров группы G2. Поскольку это число, по меньшей мере, равно двум для группы G4, то отсутствует необходимость демонтажа двигателя, даже если другие группы G3 и G5 имеют число маркеров, равное единице при осмотре. Таким образом, для каждого двигателя критическое число оставшихся маркеров «Nrc», по меньшей мере, равное единице, установлено для каждой группы маркеров.
При каждом осмотре определяют число оставшихся маркеров «Nr» по группам G3-G5. Если число «Nr» равно нулю, по меньшей мере, для одной группы, критерий решения предусматривает незамедлительный демонтаж двигателя «DEP» и замену подвергшихся износу деталей компрессора (крышки, лопаток крыльчатки, лопаток диффузора). Если число Nr равно Nrc для соответствующей группы, также предусмотрен демонтаж.
Как альтернативный вариант, маркеры могут быть распределены не по группам, а равномерно распределены, например, вдоль меридианы изгиба. В этом случае число Nrc просто равно 1, если только скорость «Ve» или степень износа «Au» существенно не возрастают: тогда число Nrc будет равно 2, чтобы исключить любую запоздалую замену деталей.
Изобретение не ограничивается описанными и изображенными примерами осуществления. Следовательно, маркеры могут не располагаться в форме выемок в одной группе, например, согласно схеме расположений в форме V, треугольника, квадрата и т.д.

Claims (16)

1. Центробежный компрессор (1) газовой турбины (10) с радиальным воздухозаборником (5), который содержит крыльчатку (10), укомплектованную лопатками (11), и крышку (12) истечения воздушного потока (F1) в лопатки (11), отличающийся тем, что крышка (12) покрыта абляционным материалом и имеет кольцевую зону изгиба (12а) по существу в срединной части, в которой в абляционном покрытии механической обработкой выполнена, по меньшей мере, одна выемка маркировки (М1–М3, Mi) определенной глубины (P1–P3), так называемый маркер.
2. Центробежный компрессор по п. 1, в котором, по меньшей мере, две (G1, G2), предпочтительно, по меньшей мере, три, группы (G3–G5), по меньшей мере, из двух, предпочтительно, по меньшей мере, из трех, маркеров (М1–М3) распределены вдоль зоны изгиба (12а) крышки (12).
3. Центробежный компрессор по п. 1, в котором маркеры (М1–М3) каждой группы (G1–G5) имеют различную количественно определенную начальную глубину (P1–P3).
4. Центробежный компрессор по п. 1, в котором маркеры (М1–М3) каждой группы (G1–G5) расположены в линию в указанной зоне изгиба (12а) и их местоположение выбрано между меридианой (120), радиусом (121) и наклонной линией между меридианой и радиусом.
5. Центробежный компрессор по п. 4, в котором маркеры (М1–М3) одной группы (G1–G5) расположены достаточно близко друг от друга, менее 10 мм, чтобы быть способными претерпеть одинаковый тип эрозии.
6. Центробежный компрессор по п. 1, в котором маркеры (М1–М3, Mi) имеют максимальное отверстие диаметром меньше 1 мм, препятствующее закупорке посторонними телами, в частности песчинками.
7. Центробежный компрессор по п. 1, в котором маркеры (М1–М3, Mi) выбраны по форме между цилиндрической формой, предпочтительно выточкой с кругообразным или продолговатым основанием, шаровым сегментом, формой конуса и пазом.
8. Способ мониторинга износа центробежного компрессора вышеописанного типа, отличающийся тем, что включает следующие этапы:
- посредством машинной обработки (100), по меньшей мере, одной выемки определенной глубины (P1–P3) в абляционном покрытии изгиба (12а) крышки выполняют, по меньшей мере, одну маркировку (М1–М3, Mi);
- осуществляют последовательно по времени (Tj) эндоскопические осмотры (200);
- при каждом осмотре эндоскоп вводят в компрессор, при этом активный конец эндоскопа позиционируют напротив одного или нескольких маркеров (М1–М3, Mi) для подачи сигнала с изображением маркировок;
- производят обработку (DTS) эндоскопического сигнала (300), позволяющую определить число остаточных маркировок (Nr), и критерий решения (CD) по демонтажу двигателя (500) реализуют в зависимости от этого числа и сравнительных данных по износу (DATA).
9. Способ по п. 8, в котором маркировки (М1–М3) имеют различную глубину (P1–P3) и разность между двумя ближайшими глубинами количественно определяют в соответствии с измеренной степенью износа.
10. Способ по п. 8, в котором маркировки (Mi) равномерно распределяют по окружности изгиба (12a) крышки, индивидуально или по группам (G1–G5), по меньшей мере, из двух маркировок, предпочтительно, по меньшей мере, из трех маркировок (M1–M3).
11. Способ по п. 8, в котором на основе сравнения между перечислениями оставшихся маркировок (Nr) в ходе последовательных проверок определяют (400) величину скорости эрозии (Ve) и степень износа крышки (Au), а также путем экстраполяции на основе запомненных данных (DATA) относительно корреляций износа между деталями компрессора, данные по другим деталям компрессора.
12. Способ мониторинга износа по п. 11, в котором на основе критерия решения (CD) сравнивают (500), при каждом осмотре число оставшихся маркировок (Nr) с критическим числом (Nrc), установленным в зависимости от запомненных данных (DATA), и двигатель демонтируют для замены изношенных деталей, когда достигается критическое число (Nrc).
RU2014114054A 2011-10-07 2012-09-27 Центробежный компрессор, снабженный маркером измерения износа, и способ мониторинга износа, использующий этот маркер RU2606165C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1159071A FR2981131B1 (fr) 2011-10-07 2011-10-07 Compresseur centrifuge equipe d'un marqueur de mesure d'usure et procede de suivi d'usure utilisant ce marqueur
FR1159071 2011-10-07
PCT/FR2012/052189 WO2013050688A1 (fr) 2011-10-07 2012-09-27 Compresseur centrifuge equipe d'un marqueur de mesure d'usure et procede de suivi d'usure utilisant ce marqueur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014114054A RU2014114054A (ru) 2015-11-20
RU2606165C2 true RU2606165C2 (ru) 2017-01-10

Family

ID=47071362

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014114054A RU2606165C2 (ru) 2011-10-07 2012-09-27 Центробежный компрессор, снабженный маркером измерения износа, и способ мониторинга износа, использующий этот маркер

Country Status (12)

Country Link
US (1) US9829005B2 (ru)
EP (1) EP2764253B1 (ru)
JP (1) JP6106678B2 (ru)
KR (1) KR101976889B1 (ru)
CN (1) CN103857919B (ru)
CA (1) CA2849413C (ru)
ES (1) ES2546911T3 (ru)
FR (1) FR2981131B1 (ru)
IN (1) IN2014DN02848A (ru)
PL (1) PL2764253T3 (ru)
RU (1) RU2606165C2 (ru)
WO (1) WO2013050688A1 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3006013B1 (fr) * 2013-05-21 2017-10-13 Turbomeca Turbomachine comportant un temoin d'usure du carter
GB201415201D0 (en) * 2014-08-28 2014-10-15 Rolls Royce Plc A wear monitor for a gas turbine engine fan
EP2998063B1 (en) 2014-09-16 2019-03-13 Ansaldo Energia Switzerland AG Tool for measuring geometrical parameters of a blade or vane in a turbomachine
US10267173B2 (en) * 2014-10-22 2019-04-23 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with seal inspection features
DE102015224454A1 (de) * 2015-12-07 2017-06-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Anstreifbelag, Verfahren zur Herstellung eines Anstreifbelages und Flugzeugtriebwerk mit Anstreifbelag
EP3179055A1 (en) * 2015-12-09 2017-06-14 Ansaldo Energia IP UK Limited A gas turbine part comprising a lifetime indicator
CN106890830A (zh) * 2015-12-18 2017-06-27 中国石油天然气股份有限公司 皮碗、清管器以及皮碗磨损程度的检测方法
EP3315783B1 (en) * 2016-10-27 2021-09-29 Sulzer Management AG A method of and an arrangement for monitoring the condition of a volute casing of a centrifugal pump
JP2018096837A (ja) * 2016-12-13 2018-06-21 三菱重工業株式会社 摩耗計測システム、燃焼室部品及び摩耗計測方法
US10428674B2 (en) 2017-01-31 2019-10-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine features for tip clearance inspection
FR3070198B1 (fr) 2017-08-21 2019-09-13 Safran Aircraft Engines Module de chambre de combustion de turbomachine d'aeronef comprenant des marques facilitant le reperage lors d'une inspection endoscopique de la chambre de combustion
IT201700108888A1 (it) * 2017-09-28 2019-03-28 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Method of providing monitoring of erosion and/or corrosion in a machine and machine / metodo per consentire di monitorare erosione e/o corrosione in una macchina e macchina
US11255219B2 (en) * 2018-06-11 2022-02-22 General Electric Company System and method for turbomachinery blade diagnostics via discrete markings
CN108871988B (zh) * 2018-07-03 2020-09-22 浙江理工大学 一种研究压力对弯管磨损影响的实验装置
EP3940018A4 (en) 2019-03-15 2022-05-18 FUJIFILM Corporation CURING RESIN COMPOSITION, CURED FILM, LAMINATED BODY, CURED FILM PRODUCTION METHOD, SEMICONDUCTOR DEVICE AND POLYMER PRECURSOR
JP7388839B2 (ja) * 2019-07-22 2023-11-29 クボタ環境エンジニアリング株式会社 回転機器及び摩耗点検方法
FR3125316A1 (fr) * 2021-07-16 2023-01-20 Safran Aircraft Engines Element abradable comportant un temoin d'usure

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU976134A1 (ru) * 1981-05-25 1982-11-23 Производственное Объединение "Донецкуголь" Минуглепрома Усср Способ регулировани центробежного вентил тора двухстороннего всасывани
RU2364754C1 (ru) * 2008-02-12 2009-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя
FR2938651A1 (fr) * 2008-11-14 2010-05-21 Turbomeca Procede et ensemble de determination de l'usure du bord d'attaque d'une pale
FR2942267A1 (fr) * 2009-02-19 2010-08-20 Turbomeca Temoin d'erosion pour roue de compresseur

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3580692A (en) * 1969-07-18 1971-05-25 United Aircraft Corp Seal construction
US3575427A (en) * 1969-11-03 1971-04-20 United Aircraft Corp Composite abradable seal
FR2339741A1 (fr) * 1976-01-30 1977-08-26 Snecma Joint statorique abradable pour turbomachine axiale et son procede d'execution
GB2017228B (en) * 1977-07-14 1982-05-06 Pratt & Witney Aircraft Of Can Shroud for a turbine rotor
US4652209A (en) * 1985-09-13 1987-03-24 Rockwell International Corporation Knurled turbine tip seal
FR2696210B1 (fr) * 1992-09-25 1994-10-28 Turbomeca Système de réglage des conditions d'alimentation en air d'une turbomachine, compresseur centrifuge comportant un système de réglage et groupe auxiliaire de puissance comportant un tel compresseur.
US5472315A (en) * 1993-11-09 1995-12-05 Sundstrand Corporation Abradable coating in a gas turbine engine
JP2700865B2 (ja) * 1994-12-07 1998-01-21 日本ピラー工業株式会社 非接触形メカニカルシール
GB9520497D0 (en) * 1995-10-07 1995-12-13 Holset Engineering Co Improvements in turbines and compressors
FR2832180B1 (fr) * 2001-11-14 2005-02-18 Snecma Moteurs Revetement abradable pour parois de turbines a gaz
US7600968B2 (en) * 2004-11-24 2009-10-13 General Electric Company Pattern for the surface of a turbine shroud
WO2009014658A1 (en) * 2007-07-20 2009-01-29 Rosemount Inc. Pressure diagnostic for rotary equipment
DE102008031982A1 (de) * 2008-07-07 2010-01-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Nut an einem Laufspalt eines Schaufelendes
DE102008052401A1 (de) * 2008-10-21 2010-04-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Laufspalteinzug
US8475110B2 (en) * 2009-07-30 2013-07-02 General Electric Company System and method for online monitoring of corrosion of gas turbine components
US9249680B2 (en) * 2014-02-25 2016-02-02 Siemens Energy, Inc. Turbine abradable layer with asymmetric ridges or grooves

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU976134A1 (ru) * 1981-05-25 1982-11-23 Производственное Объединение "Донецкуголь" Минуглепрома Усср Способ регулировани центробежного вентил тора двухстороннего всасывани
RU2364754C1 (ru) * 2008-02-12 2009-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Компрессор двухконтурного газотурбинного двигателя
FR2938651A1 (fr) * 2008-11-14 2010-05-21 Turbomeca Procede et ensemble de determination de l'usure du bord d'attaque d'une pale
FR2942267A1 (fr) * 2009-02-19 2010-08-20 Turbomeca Temoin d'erosion pour roue de compresseur

Also Published As

Publication number Publication date
EP2764253A1 (fr) 2014-08-13
PL2764253T3 (pl) 2015-12-31
IN2014DN02848A (ru) 2015-05-15
ES2546911T3 (es) 2015-09-29
FR2981131A1 (fr) 2013-04-12
WO2013050688A1 (fr) 2013-04-11
EP2764253B1 (fr) 2015-08-19
JP2014530320A (ja) 2014-11-17
FR2981131B1 (fr) 2013-11-01
US9829005B2 (en) 2017-11-28
US20150086334A1 (en) 2015-03-26
RU2014114054A (ru) 2015-11-20
CA2849413C (fr) 2019-09-10
KR101976889B1 (ko) 2019-05-09
JP6106678B2 (ja) 2017-04-05
CA2849413A1 (fr) 2013-04-11
CN103857919B (zh) 2017-02-15
KR20140089515A (ko) 2014-07-15
CN103857919A (zh) 2014-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2606165C2 (ru) Центробежный компрессор, снабженный маркером измерения износа, и способ мониторинга износа, использующий этот маркер
EP2676002B1 (en) Turbine tip clearance measurement
US8102539B2 (en) Method for measuring a gap between a multibladed rotatable member and a surrounding housing
US8695445B2 (en) Wear-indicating system for use with turbine engines and methods of inspecting same
EP2990660B1 (en) A wear monitor for a gas turbine engine
US9671312B2 (en) Method for determining the diameter of a rotor, which is equipped with rotor blades, of a turbomachine
US20170159446A1 (en) Methods and systems for determining wear in a turbine engine
US11698320B2 (en) Rotor balancing method and apparatus
EP3647534A1 (en) Turbine component performance inspection sleeve and method of inspecting engine component
US11499428B2 (en) Rotor balancing method and apparatus
RU2657391C2 (ru) Турбомашина, содержашая сигнализатор износа картера
EP2674580A1 (en) Method and apparatus for mitigating out of roundness effects at a turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner