EP1055052B1 - Verfahren zum erkennen eines wellenbruches in einer strömungskraftmaschine - Google Patents

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EP1055052B1
EP1055052B1 EP99955983A EP99955983A EP1055052B1 EP 1055052 B1 EP1055052 B1 EP 1055052B1 EP 99955983 A EP99955983 A EP 99955983A EP 99955983 A EP99955983 A EP 99955983A EP 1055052 B1 EP1055052 B1 EP 1055052B1
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EP
European Patent Office
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accordance
frequency
rotational
shaft
friction
Prior art date
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EP99955983A
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English (en)
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Burkhard Hayess
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Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
BMW Rolls Royce GmbH
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Publication date
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Publication of EP1055052B1 publication Critical patent/EP1055052B1/de
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F05D2270/021—Purpose of the control system to control rotational speed (n) to prevent overspeed
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies

Definitions

  • the invention relates to a method for detecting a shaft break in a Flow engine with the goal, then a suitable speed limit Measure, in particular a quick fuel cut-off an aircraft gas turbine system to initiate, wherein a torque-emitting Turbine rotor and a torque-absorbing aggregate on the regarding of a break to be monitored, essentially at the end in at least two Rolling bearings are connected to each other.
  • a commercial disadvantage for a problem to be solved in this way is therefore the large number of systems used, depending on the specific conditions of the the respective aircraft engine must be adapted in terms of design.
  • at Aircraft engines that break waves between fans according to the Tangling principle and safely intercept low pressure turbine is always with the total loss of Blading with correspondingly high replacement costs.
  • On mechanical system with a reference shaft is at least if required subject to the partial loss of components, in addition to the fact that a such system means additional mass for the engine, which is what one Aircraft engine is of course undesirable.
  • the mass-cost ratio of mechanical solutions for realizing the required function of a safety shutdown in the event of a shaft break between Fan and low pressure turbine is from the point of view of manufacturing costs and operating costs classified as disadvantageous. Electro-mechanical or electronic solutions are over from the point of view of the total costs here clearly has an advantage.
  • the invention is based, an inexpensive task and safe method for detecting a wave break in a Fluid power machine and an associated device to accomplish.
  • the object is characterized by the features of Main claim solved.
  • the present invention preferably relates to the problem of a wave break between the fan as a torque absorbing unit and the torque-releasing low-pressure turbine rotor of an aircraft engine or a flight gas turbine system and the required speed limitation of the Low pressure turbine rotor, however, is analogous to any one Fluid power machine can be used.
  • the aim is to have such a procedure and associated device to use that on an electromechanical / electronic Execution based.
  • the rotational frequency of the respective shaft end in the respective rolling bearing can be determined. distinguish the rotational frequencies of the two shaft ends differ significantly from one another obviously a wave break before, so that a suitable one speed-limiting measure is initiated.
  • Prefers can use a filter unit to adjust the rotation frequency for both rolling bearings in real time of the roller bearing cage and / or the rollover frequency of the roller bearing outer ring and / or the rollover frequency of the roller bearing inner ring and / or the Rolling body rotation frequency determined and from this the rotational frequencies in the Rolling bearings mounted shaft ends can be determined separately.
  • Figure 4 shows the determination of the nominal pressure angle ⁇ O and the operating pressure angle ⁇ B for angular contact ball bearings.
  • f n denotes the rotational frequency of the respective shaft end in the rolling bearing and z the number of rolling elements.
  • vibration spectrum can also be generated by suggestions outside of the rolling bearing.
  • a typical one Vibration spectrum for a rolling bearing with an accelerometer as FIG. 5 shows the measurement signal pickup.
  • the aircraft engine shown in Figure 6 consists of a high pressure system 1 and a low pressure system 2 with shafts 3 and 4 for power transmission are equipped.
  • the two shafts 3, 4 are not mechanically connected to one another connected and thus rotate independently of each other.
  • the low pressure system 2 consists of the fan 2a, the rotor of the booster stage 2b and the low-pressure turbine rotor 2c, which are connected to one another via the shaft 3.
  • the high-pressure compressor rotor 1a and the high-pressure turbine rotor 1 b connected together.
  • the shaft 3 is on the torque-absorbing side Aggregates in the form of the fan 2a and the booster stage 2b via an as Grooved ball bearing trained roller bearing 6 is mounted.
  • the shaft 3 is over a Rolling bearing 7 is supported with cylindrical rolling elements.
  • a separate measuring channel is identical in each case for the two roller bearings 6 and 7 Execution provided. Since only one measurement signal per roller bearing 6 or 7 is required, the two measuring signal recorders 8a and 8b are connected to an OR gate 10 activated. In an analogous manner, the measurement signal pickups 9a and 9b an OR gate 11 responsible.
  • OR gates 10 and 11 each leave a complex-period measurement signal in the time domain, which can be assigned to the respective roller bearings 6 and 7.
  • t denotes a point in time
  • T the period of the periodic function.
  • the basic equations for a Fourier-transformed complex-period measurement signal are known to the person skilled in the art and are therefore not given here. It should only be mentioned that the Fourier transformation is carried out by the FFT processors 12 and 13.
  • the Fourier-transformed measurement function is now available in the form of the frequency representation. If, on the other hand, the calculation were carried out as a discrete Fourier transformation, the computational effort would no longer be in the real-time capable range. Therefore, recursion formulas are used that reduce the computing effort by a factor of 10 3 . Mature processes for this Fast Fourier transmission are available in different versions. The FFT processors 12 and 13 handle this task in real time.
  • the measured value functions which have been subjected to a significant data reduction without loss of information, then pass through the filters 14 and 15.
  • These filters 14, 15 are designed such that they can only pass a frequency band from 0 Hz to the maximum frequency which can be followed Equation (C) given above (in connection with FIGS. 2-4), which represents the rollover frequency of the rolling bearing inner ring, is determined.
  • the value f n in this equation (C) corresponds to the maximum permissible rotational frequency of the low-pressure turbine rotor 2c.
  • the filtering mentioned takes place almost instantaneously under real-time conditions.
  • the arithmetic processors 16 and 17 can carry out a comparison of the rotational frequencies for the rolling bearings determined according to equations (A) to (D), a predefined spreading range not being allowed to be exceeded.
  • the Gaussian method of least squares is preferably used to determine the effective values f n1 and f n2 and the standard deviations ⁇ 1 and ⁇ 2 of the measurement results, which are then used as the basis for a subsequent evaluation.
  • the rotational frequency information is thus in the form ⁇ f n1 ⁇ ⁇ 1 ⁇ and ⁇ f n2 ⁇ ⁇ 2 ⁇ for both roller bearings 6, 7.
  • the inflow to the fuel ring line 19 is equipped with a fuel quick-closing valve 20.
  • This fuel quick-closing valve 20 which is not provided with an electromagnetic actuator 22, is always kept closed by means of a spring 21 in the electrically de-energized state. If the rotational frequencies f n1 , f n2 or ⁇ f n1 + ⁇ 1 ⁇ , ⁇ f n2 - ⁇ 2 ⁇ of those on both roller bearings 6 and 7 match, the fuel quick-closing valve 20 is thus kept under electrical voltage and is in the open state ,

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  • Mechanical Engineering (AREA)
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Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Erkennen eines Wellenbruches in einer Strömungskraftmaschine mit dem Ziel, danach eine geeignete drehzahlbregenzende Maßnahme, insbesondere eine Brennstoffschnellabschaltung bei einer Flug-Gasturbinenanlage, einzuleiten, wobei ein drehmomentabgebender Turbinenläufer und ein drehmomentaufnehmendes Aggreggat über die hinsichtlich eines Bruches zu überwachende, im wesentlichen endseitig in zumindest zwei Wälzlagern gelagerte Welle miteinander verbunden sind.
Insbesondere für Flugtriebwerke, aber auch für Industriegasturbinen zur Energieerzeugung sind eine Reihe von Verfahren und Vorrichtungen bekannt geworden, die alle den Zweck verfolgen, daß sie wirksam eine Drehzahlbegrenzung bei nicht mehr erfolgender Lastabnahme durch das drehmomentaufnehmende Aggregat gewährleisten. Ziel ist es, ein unkontrolliertes Anwachsen der Drehzahl bis zur Selbstzerstörung der Strömungskraftmaschine, insbesondere Verbrennungs-Strömungskraftmaschine, zu unterbinden und Gefährdungen für Menschen und Sachwerte auszuschließen. Derartig kritische Betriebszustände können sich z. B. bei Energieerzeugungsanlagen in Kraftwerken mit Verbrennungs-Strömungskraftmaschinen bei einer unkontrollierten Trennung zwischen dem Generator und dem elektrischen Landesnetz (Lastabwurf) einstellen. Ebenso kann ein Bruch der Welle zwischen dem energieabgebenden System, d.h. dem Turbinenläufer und dem energieaufnehmenden System, insbesondere einem Verdichter, zu einem unkontrollierten Drehzahlanstieg des erstgenannten führen. Im Fall eines Flugtriebwerkes bzw. einer Flug-Gasturbinenanlage kann ein solches energieaufnehmendes bzw. drehmomentaufnehmendes System der Fan sein.
Drehzahlbegrenzende Einrichtungen für Flugtriebwerke für den Fall eines Wellenbruches zwischen dem energiekonsumierenden Teil (z.B. dem Verdichter) und dem energieerzeugenden Teil (z.B. dem Turbinenläufer) wurden in einer Reihe von bekannten Erfindungen durch ein mechanisches Wirkprinzip derart gestaltet, daß es zu einer axialen Relativbewegung zwischen dem Leitapparat und den Laufschaufeln des Turbinenläufers dergestalt kommt, daß eine Kollision zwischen dem Leitapparat und den Laufschaufeln erzeugt wird. Bei dieser Kollision (auch "Tangling" genannt) wird die Rotationsenergie des Turbinenläufers bis zum Stillstand des Turbinenläufers durch Verformung, Reibung und Zerstörung der betroffenen Turbinenbeschaufelung abgebaut. Für dieses Wirkprinzip seien die Patentschriften US 4.505.104, US 4.503.667 und US 4.498.291 als Beispiele genannt.
Eine weitere mechanische Lösung zur Begrenzung von Überdrehzahlzuständen bei einem Wellenbruch zwischen der Niederdruckturbine und dem Fan wird bei Flugtriebwerken mit kleineren Antriebsleistungen angewendet, wobei die Antriebswelle zwischen dem Fan und der Niederdruckturbine mit einer Referenzwelle ausgestattet ist. Kommt es zu einem Wellenbruch, so verändern die gebrochene Antriebswelle und die Referenzwelle ihre Position zueinander. Ein vorgespannter Mitnehmer wird freigegeben und verhakt sich in einer Drahtschlinge. Durch eine resultierende Zugbewegung an der Drahtschlinge infolge der sich weiterdrehenden Niederdruckturbine wird über den Seilzug eine Brennstoffschnellabschaltung realisiert.
Hinsichtlich einer elektronischen Lösung der Überdrehzahlproblematik wurde für eine Dampfturbine eine Schaltung in der US 4.474.013 veröffentlicht. Dort werden bis zu vier Geschwindigkeitssensoren verwendet, die redundant arbeiten und zu einer Zahnradwelle angeordnet sind. Die resultierenden Signale der Geschwindigkeitssensoren sind proportional zur Drehzahl der Zahnradwelle. Ein entsprechend gestaltetes elektronisches Meßdatensystem ist in der Lage, das Geschwindigkeitssignal zu differenzieren und eine Ableitung in Form der Beschleunigung zu bilden. Bei einer vorausbestimmten Überdrehzahlsituation durch Verarbeitung der ermittelten Beschleunigungswerte und bei Überschreitung einer Drehzahlschwelle wird auf die in Reihe geschalteten Frischdampfventile (ein Stop-Ventil und ein Regelventil) eingewirkt.
Eine weitere elektronische Lösung des Überdrehzahlproblemes für eine Flug-Gasturbinenanlage ist in der US 4.712.372 dargelegt. An der gezahnten Turbinenwelle sind zwei Sensoren angeordnet, die ein der Zähneanzahl der Welle drehzahlproportionales Signal erzeugen. Beide Sensoren arbeiten zueinander redundant, wobei ein Kanal analog und der zweite eine digitale Signalverarbeitung und Signalweiterleitung realsiert. Im Fall einer von beiden Sensoren festgestellten Überdrehzahl-situation wird ein magnetisch gesteuertes Kraftstoffventil angesteuert und die Kraftstoffverstoffversorgung unterbrochen.
Ebenso bekannt geworden ist durch die US 4.635.209 eine elektronische Lösung zur Steuerung von Überdrehzahlzuständen, die eine Dampfturbine betreffen. Dabei wird das Meßprinzip ebenfalls auf ein gepulstes Meßsignal aufgebaut, das an einer Zahnwelle erzeugt wird. Zur Verbesserung der Meßwertgenauigkeit werden drei voneinander unabhängige Meßkanäle an der gleichen Meßstelle eingesetzt. Einer der drei Meßkanäle arbeitet mit einer Überwachungsfunktion. Jeder der Meßkanäle kommuniziert über einen programmierbaren Computer.
Die bereits bekannten und veröffentlichten Systeme zur Überwachung und Begrenzung von Überdrehzahlzuständen unterteilen sich somit in mechanische und elektromechanische/elektronische Systeme.
Ein kommerzieller Nachteil für ein dergestalt zu lösendes Problem besteht daher in der Vielzahl der verwendeten Systeme, die an die konkreten Bedingungen des jeweiligen Flugtriebwerkes auslegungsseitig neu angepaßt werden müssen. Bei Flugtriebwerken, die nach dem Tangling-Prinzip einen Wellenbruch zwischen Fan und Niederdruckturbine sicher abfangen, ist stets mit dem Totalverlust der Beschaufelung bei entspreched hohen Wiederbeschaffungskosten zu rechnen. Ein mechanisches System mit einer Referenzwelle ist im Anforderungsfall zumindest dem teilweisen Verlust von Komponenten unterworfen, neben dem Umstand, daß ein solches System zusätzliche Masse für das Triebwerk bedeutet, was bei einem Flugtriebwerk selbstverständlich unerwünscht ist.
Das Masse-Kostenverhältnis mechanischer Lösungen zur Realisierung der geforderten Funktion einer Sicherheitsabschaltung bei einem Wellenbruch zwischen Fan und Niederdruckturbine ist aus Sicht der Herstellkosten und der Betriebskosten als nachteilig einzustufen. Elekromechanische oder elektronische Lösungen sind aus dem Blickwinkel der Gesamtkosten hier klar im Vorteil.
Bisherig bekannt gewordene elektromechanische und elektronische Lösungsvorschläge wurden bislang nur zur Überwachung einer Soll-Drehzahl von Rotoren verwendet. Wellenbrüche können mit derartigen Systemen bisher nicht erkannt werden. Insbesondere Flug-Gasturbinen größerer Leistungsklassen und Turbinen von industriellen Energierzeugungsanlagen, bei denen der Leichtbau keine Rolle spielt, verfügen über ein ausreichend hohes Trägheitsmoment, sodaß genügend Zeit verbleibt, um mit konventionellen elektromechanischen und elektronischen Methoden (Drehzahlmeßverfahren und Stellglieder) bei entsprechend großen Tot- und Verzugszeiten einer Überdrehzahl entgegenzusteuern. Derartig angewendete Drehzahlmeßverfahren beruhen auf der Aufsummierung diskreter Einzelimpulse über einen Meßzeitraum. Für Flugtriebwerke kleinerer Antriebsleistungen wurden die bekannten elektromechanischen und elektronischen Verfahren bisher als technisch ungeeignet eingestuft, da sie in Verbrennungs-Strömungskraftmaschinen mit sehr kleinen Trägheitsmomenten im Anforderungsfall nicht schnell genug reagieren. Der erforderliche Meßzeitraum ist zu groß im Verhältnis zur Zeit, die verbleibt, um bei einem Wellenbruch bei kleineren Triebwerken schnell genug einen solchen Zustand zu erkennen, das erforderliche Stellsignal zu bilden und die Schnellabschaltung auszuführen.
Bisher bekannt gewordene Meßeinrichtungen für die Drehzahl und deren abgeleitete Größen, wie Winkelgeschwindigkeit und Winkelbeschleunigung, besitzen weiterhin eine zu geringe Empfindlichkeit bzw. Meßauflösung, so daß ein verwertbares Meßsignal nicht schnell genug für die Auslösung einer Schnellabschaltung und Drehzahlbegrenzung bereitgestellt werden kann.
Die den nächstkommenden Stand der Technik bildende Druckschrift US-A-5 234 315 offenbart ein Verfahren, mittels dessen es möglich ist, an einer Turbine, beispielsweise einer Dampfturbine, an zwei unterschiedlichen Stellen Drehzahlsensoren anzubringen und mittels dieser Sensoren sowohl überhöhte Drehzahlen festzustellen, als auch einen Bruch der Welle. Beim Erkennen eines Wellenbruchs wird ein Tripsignal generiert. Zur Messwertaufnahme dient ein drehmomentabgebender Turbinenläufer sowie eine drehmomentaufnehmende Pumpe. Die Drehfrequenzen werden kontinuierlich und in Echtzeit ermittelt und miteinander verglichen, um auf diese Weise beispielsweise einen Bruch der Welle feststellen zu können.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein kostengünstiges und sicheres Verfahren zum Erkennen eines Wellenbruchs in einer Strömungskraftmaschine sowie eine zugehörige Vorrichtung zu schaffen.
Erfindungsgemäss wird die Aufgabe durch die Merkmale des Hauptanspruchs gelöst.
Die vorliegende Erfindung betrifft vorzugsweise das Problem eines Wellenbruches zwischen dem Fan als drehmomentaufnehmendem Aggragat und dem drehmomentabgebenden Niederdruck-Turbinenläufer eines Flugtriebwerkes bzw. einer Flug-Gasturbinenanlage und die erforderliche Drehzahlbegrenzung des Niederdruck-Turbinenläufers, ist jedoch analog an jeder beliebigen Strömungskraftmaschine einsetzbar. Dabei ist es Ziel, ein solches Verfahren und die dazugehörige Vorrichtung zu verwenden, das auf einer elektromechanischen/elektronischen Ausführung basiert.
Erfindungsgemäß soll daher an einer Welle einer Strömungskraftmaschine, die im wesentlichen jeweils endseitig in Wälzlagern gelagert ist, die Drehfrequenz des jeweiligen Wellenendes im jeweiligen Wälzlager bestimmt werden. Unterscheiden sich die Drehfrequenzen der beiden Wellenenden signifikant voneinander, so liegt offensichtlich ein Wellenbruch vor, so daß daraufhin eine geeignete drehzahlbegrenzende Maßnahme eingeleitet wird.
Zwar erscheint dieser Vorschlag auf den ersten Blick relativ einfach, jedoch sind die Anforderungen an die Meßtechnik und an die zugehörige Auswerteelektronik äußerst hoch, um die erforderliche Sicherheit bspw. für das Flugtriebwerk zu gewährleisten. Der gesamte Drehfrequenz-Ermittlungsprozess muß nämlich äußerst schnell ablaufen, d.h. die Ermittlung der Drehfrequenzen und die weitere Auswertung sollte in Echtzeit erfolgen, um möglichst kurzfristig auf einen so festgestellten Wellenbruch reagieren zu können. Daher ist bevorzugt für jedes Wälzlager ein getrennt funktionierender Meßkanal zur Bestimmung der Drehfrequenz des jeweiligen Wellenendes in den Wälzlagern vorhanden, wobei die beiden Meßkanäle in einem Komperator zwecks Vergleiches der Drehfrequenzen zusammengeführt werden, und wobei die Meßsignalgewinnung, deren Weiterleitung und Verarbeitung bis hin zum Vergleich beider Drehfrequenzen im Echtzeitbereich abläuft. Ebenso in Echtzeit kann dann eine elektrische Stellgröße gebildet werden, die bei einer signifikanten Abweichung zwischen den beiden Drehfrequenzen unverzüglich die geeignete drehzahlbegrenzende Maßnahme einleitet, so beispielsweise ein Brennstoffschnellschlußventil schließt.
Nun bestehen verschiedene Möglichkeiten zur Ermittlung der Drehfrequenzen der Wellenenden in ihren Wälzlagern, wobei jedoch gängige Drehzahlsensoren zumeist zu langsam arbeiten, als daß der gesamte Prozeß in Echtzeit durchgeführt werden könnte. Daher kann mittels eines Arithmetik-Prozessors und unter Verwendung einer Fast-Fourier-Transmission für beide Wälzlager über getrennte Meßkanäle die Bestimmung der Drehfrequenz des jeweiligen Wellenendes unter Rückgriff auf eine oder mehrere typische Wälzlagerfrequenzen erfolgen, die von diesen Wälzlagern bei deren Rotation emittiert werden. Ein solches Meßverfahren zeichnet sich durch höchste Schnelligkeit und eine der Luftfahrt adäquate Sicherheit aus. Bevorzugt können hierzu über eine Filtereinheit echtzeitgerecht für beide Wälzlager die Rotationsfrequenz des Wälzlager-Käfigs und/oder die Überrollfrequenz des Wälzlager-Außenrings und/oder die Überrollfrequenz des Wälzlager-Innenrings und/oder die Wälzkörperrotationsfrequenz festgestellt und hieraus die Drehfrequenzen der in den Wälzlagern gelagerten Wellenenden getrennt bestimmt werden.
Ehe dieses Verfahren anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispiels näher erläutert wird sollen jedoch zunächst die physikalischen Gesetzmäßigkeiten, auf denen das verwendete Meßprinzip beruht, beschrieben werden:
  • Grundsätzlich kann davon ausgegangen werden, daß sich die kraftübertragende Welle zwischen dem Fan und dem Niederdruck-Turbinenläufer im wesentlichen an den beiden Wellenenden auf Wälzlagern abstützt. Die Rollbewegungen der Wälzkörper im Wälzlagerkäfig erzeugen auf deren Laufflächen periodische Druckkräfte. Infolge der hervorgerufenen Deformationen entstehen periodische Schwingungen. Imperfektionen (z.B. Pitting-Bildung) an den überrollten Flächen wirken vorteilhafterweise verstärkend auf die auftretenden Schwingungen.
    • Für Wälzlager wurden von Sturm, A. et al. in "Wälzlagerdiagnose an Maschinen und Anlagen", veröffentlicht vom Verlag TÜV Rheinland GmbH 1986 in Köln, die Zusammenhänge zwischen der Lagergeometrie und den typischen Emissionsfrequenzen eines Wälzlagers wie im Folgenden wiedergegeben dargestellt. Dabei wird auf die beigefügten Figuren 2 bis 4 verwiesen, die der genannten Literaturstelle entnommen sind.
    Figur 2 zeigt die Geometrie und die Bewegungsverhältnisse an einem Schrägkugellager unter Verwendung folgender Bezugsziffern bzw. Bezeichnungen:
  • 1 = Außenring, 2 = Kugel, 3 = Innenring
  • VA = Umfangsgeschwindigkeit des Berührungspunktes A
  • VKA, VW = Umfangsgeschwindigkeit des Wälzkörpermittelpunktes W
  • VI = Umfangsgeschwindigkeit des Berührungspunktes I
  • VIR = Umfangsgeschwindigkeit der Innenringwälzfläche
  • ωIR = Winkelgeschwindigkeit des Innenringes
  • αB = Druckwinkel
  • n = Drehzahl
    • In Figur 3 sind die Krümmungsradien eines Rillenkugellagers mit folgenden Bezeichnungen dargestellt:
  • ra = Krümmungsradius der Außenringwälzbahn
  • ri = Krümmungsradius der Innenringwälzbahn
  • ro = Abstand der Krümmungsmittelpunkte
  • Dw = Durchmesser des Wälzkörpers
    • Figur 4 schließlich gibt die Bestimmung des Nenndruckwinkels αO und des Betriebsdruckwinkels αB für Schrägkugelager wieder.
    Damit ergeben sich für Wälzlager die folgenden in Form von Gleichungen (A) bis (E) angegebenen charakteristischen Frequenzen für den Fall des idealen Rollens:
  • (A): Rotationsfrequenz des Käfigs:
    Figure 00090001
  • (B): Überrollfrequenz des Außenringes:
    Figure 00090002
  • (C): Überrollfrequenz des Innenringes:
    Figure 00090003
  • (D): Wälzkörperrotationsfrequenz:
    Figure 00090004
  • (E): Überrollfrequenz einer Kugelunregelmäßigkeit auf beiden Wälzbahnen:
    Figure 00090005
    • Dabei wird in den Gleichungen (A) bis (E) mit fn die Drehfrequenz des jeweiligen Wellenendes im Wälzlager und mit z die Wälzkörperanzahl bezeichnet.
    Für ein Rillenkugellager mit radialer und axialer Belastung gilt für den sog. Betriebsdruckwinkel αB gemäß Figuren 3 und 4 der folgende Zusammenhang: sin α B = sin α0 + Δa/r 0 cos2 α0 + (sin α0 + Δa/r 0)2
    Im Übrigen genügen Wälzlager ohne axiale Belastung ebenfalls den Gleichungen (A) bis (E), wobei α B = 90° gilt.
    Weitere Bestandteile des Schwingungsspektrums können auch durch Anregungen außerhalb des Wälzlagers hervorgerufen werden. Als permanente konstante Resonanzen bilden sich die Geber- und die Koppelresonanz ab. Ein typisches Schwingungsspektrum für ein Wälzlager mit einem Beschleunigungsaufnehmer als Meßsignalaufnehmer zeigt Figur 5.
    Die nähere Beschreibung der Erfindung erfogt nun anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispiels an einem zweiwelligen Flugtriebwerk bzw. an einer grundsätzlich üblichen Zweiwellen-Flug-Gasturbinenanlage, die stark vereinfacht in Fig. 6 dargestellt ist:
    Das in Fig.6 dargestellte Flugtriebwerk besteht aus einem Hochdrucksystem 1 und einem Niederdrucksystem 2, die mit Wellen 3 und 4 zur Kraftübertragung ausgestattet sind. Die beiden Wellen 3, 4 sind mechanisch nicht miteinander verbunden und drehen sich somit unabhängig voneinander. Das Niederdrucksystem 2 besteht aus dem Fan 2a, dem Rotor der Boosterstufe 2b und dem Niederdruck-Turbinenläufer 2c, die über die Welle 3 miteinander verbunden sind. Über die Welle 4 hingegen sind der Hochdruckkompressorläufer 1a und der Hochdruck-Turbinenläufer 1 b miteinander verbunden.
    Kommt es - was in der Praxis jeodch äußerst unwahrscheinlich ist - aufgrund von Überbeanspruchung infolge eines äußeren Ereignisses wie Vogelschlag, Werkstoffermüdung oder anderer Ursachen zu einem Bruch der Welle 3, so ist der Niederdruck-Turbinenläufer 2c ohne Last.. Die Folge hiervon wäre ein unkontrolliert schnelles Anwachsen der Drehzahl des Niederdruck-Turbinenläufers 2c. Ungünszigstenfalls könnte dann innerhalb kurzer Zeit die maximal zulässige Drehzahl für den Niederdruck-Turbinenläufer 2c überschritten werden. Infolge der zentrifugalen Überbeanspruchung und der nicht mehr ausreichenden Festigkeit könnte es dann möglicherweise zu einer Zerstörung durch plötzliches Explodieren des Niederdruck-Turbinenläufers 2c kommen.
    Diese Probleme können dadurch vermieden werden, daß bei einem Bruch der Welle 3 eine unmittelbare, nahezu verzögerungsfreie Brennstoffschnellabschaltung initiiert wird, um hierdurch der Niederdruckturbine 2c keine weitere Energie zuzuführen. Infolge der inneren Reibungsvorgänge im Flugtriebwerk wird der Niederdruck-Turbinenläufer 2c bis hin zum Stillstand abgebremst. Das dazu vorgeschlagene Verfahren und die dazu notwendige Vorrichtung ist der Figur 1 zu entnehmen, worin nochmals das Flugtriebwerk sowie in einem vereinfachten Flußdiagramm das erfindungsgemäße Verfahren zum Erkennen eines Wellenbruches und zur bejahendenfalls durchzuführenden Brennstoffschnellabschaltung dargestellt ist.
    Wie ersichtlich, ist die Welle 3 auf der Seite des drehmomentaufnehmenden Aggregates in Form des Fans 2a und der Boosterstufe 2b über ein als Rillenkugellager ausgebildetes Wälzlager 6 gelagert. Auf der Seite des drehmomentabgebenden Niederdruck-Turbinenläufers 2c ist die Welle 3 über ein Wälzlager 7 mit zylindrischen Wälzkörpern gelagert.
    Am fanseitigen Wälzlager 6 sind zwei Meßsignalaufnehmer 8a und 8b in Form von Beschleunigungsaufnehmern angekoppelt. Auch am turbinenläuferseitigen Wälzlager 7 sind zwei derartige als Beschleunigungsaufnehmer ausgebildete Meßsignalaufnehmer 9a und 9b vorgesehen. Dabei ist insbesondere aus Gründen einer verbesserten Funktionszuverlässigkeit die genannte redundante Anordnung der Beschleunigungsaufnehmer an den Wälzlagern 6, 7 vorgesehen. Somit ist bei Ausfall eines einzelnen Beschleunigungsaufnehmers 8a oder 8b bzw. 9a oder 9b ein zweiter solcher vorhanden, der ein Meßsignal bereitstellt.
    Für die beiden Wälzlager 6 und 7 ist jeweils ein separater Meßkanal in identischer Ausführung vorgesehen. Da nur ein einziges Meßsignal pro Wälzlager 6 bzw. 7 benötigt wird, werden die beiden Meßsignalaufnehmer 8a und 8b auf ein ODER-Glied 10 aufgeschaltet. In analoger Weise ist für die Meßsignalaufnehmer 9a und 9b ein ODER-Glied 11 zuständig.
    Diese ODER-Glieder 10 und 11 verläßt jeweils ein komplexperiodisches Meßsignal im Zeitbereich, das den jeweiligen Wälzlagern 6 und 7 zuzuordnen ist. Mittels einer Fast-Fourier-Transmission (wie üblich "FPT" genannt) werden anschließend die anstehenden Signalfunktionen {f(t) = f ( t + nT ), n = 0; 1; 2 ...} vom Zeitbereich in den Frequenzbereich gewandelt. Wie üblich bezeichnet dabei "t" einen Zeitpunkt und "T" die Periodendauer der periodischen Funktion.
    Die Grundgleichungen für ein fouriertransformiertes komplexperiodisches Meßsignal sind dem entsprechenden Fachmann bekannt und werden daher hier nicht wiedergegeben. Erwähnt sei lediglich, daß die Fouriertansformation durch die FFT-Prozessoren 12 und 13 vorgenommen wird.
    Die Fourier-transformierte Meßfunktion liegt nun in Form der Frequenzdarstellung vor. Würde hingegen die Berechnung als diskrete Fourier-Transformation erfolgen, so läge der Rechenaufwand nicht mehr im echtzeitfähigen Bereich. Daher verwendet man Rekursionsformeln, die den Rechenaufwand um den Faktor 103 verkürzen. Ausgereifte Verfahren für diese Fast-Fourier-Transmission stehen in unterschiedlichen Versionen zur Verfügung. Durch die FFT-Prozessoren 12 und 13 wird diese Aufgabe echtzeitgerecht abgewickelt.
    Anschließend passieren die so aufbereiten Meßwertfunktionen, die eine erhebliche Datenreduktion ohne lnformationsverlust erfahren haben, die Filter 14 und 15. Dabei sind diese Filter 14, 15 so ausgelegt, daß sie nur ein Frequenzband von 0 Hz bis zur maximalen Frequenz passieren lassen, die sich nach der weiter oben (in Zusammenhang mit den Figuren 2-4) angegebenen Gleichung (C), die die Überrollfrequenz des Wälzlager-Innenringes wiedergibt, ermittelt. Dabei entspricht der Wert fn in dieser Gleichung (C) der maximal zuläsigen Drehfrequenz des Niederdruck-Turbinenläufers 2c. Die genannte Filterung erfolgt dabei nahezu verzögerungsfrei unter Echtzeitbedingungen.
    Das vorverarbeitete und gefilterte Meßwertergebnis wird dann den Arithmetikprozessoren 16 und 17 zur Verfügung gestellt. Beide Arithmetikprozessoren 16 und 17 arbeiten unabhängig voneinander und haben eine Datenverarbeitungsgeschwindigkeit, die Echtzeitanforderungen gerecht wird. Durch die Arithmetikprozessoren 16 und 17 können durch nicht näher beschriebene Berechnungsverfahren aus den zur Verfügung gestellten Amplitudenspektren jeweils für die Wälzlager 6 und 7 die folgenden Werte ermittelt werden, nämlich
    • die Rotationsfrequenz des Käfigs,
    • die Überrollfrequenz des Außenringes,
    • die Überrollfrequenz des Innenringes und
    • die Wälzkörperrotationsfrequenz.
    Aus diesen voranstehend aufgelisteten Frequenzen errechnen die Arithmetikprozessoren 16 und 17 nach den weiter oben angegebenen Gleichungen (A) bis (D) jeweils gesondert die Drehfrequenz fn1 am Wälzlager 6 sowie die Drehfrequenz fn2 am Wälzlager 7. Dabei entspricht die Drehfrequenz fn1 derjenigen des drehmomentaufnehmenden Aggregates bzw. Fan's 2a und die Drehfrequenz fn2 derjenigen des Niederdruck-Turbinenläufers 2c.
    Aufgrund der Physik des Meßprozesses handelt es sich hierbei um vier zueinander redundante Frequenzinformationen, die alle auf die sog. Anregungsfrequenz fn zurückgeführt werden können. Somit weist das Meßsignal an sich einen hohen Sicherheitsstandard hinsichtlich Redundanz und Genauigkeit der Meßinformation auf. Aufgrund der Normalverteilung des Meßfehlers statistischer Meßprozesse können die Arithmetikprozessoren 16 und 17 einem Vergleich der nach den Gleichungen (A) bis (D) bestimmten Drehfrequenzen für die Wälzlager durchführen, wobei eine vorher definierte Streubreite nicht überschritten werden darf.
    Bevorzugt wird die Gauß'sche Methode der kleinsten Fehlerquadrate zur Bestimmung der Effektivwerte fn1 und fn2 und der Standardabweichungen σ1 und σ2 der Meßergebnisse angewandt, die dann für eine anschließende Bewertung zugrunde gelegt werden. Damit liegt für beide Wälzlager 6, 7 die Drehfrequenzinformation in der Form { fn1 ± σ1 } und { fn2 ± σ2 } vor.
    Diese beiden Informationen werden daraufhin zur Bewertung einem Komperator 18 zugeführt, der ebenfalls echtzeitfähig ist. Dabei ist es nicht erheblich, ob der Vergleich beider Drehfrequenzen fn1, fn2, mittels Hardware oder/und Software realisiert wird. Wesentlich ist nur die echtzeitgerechte Verarbeitung der Informationen. Im Ergebnis des Vergleiches werden die Drehfrequenzen {fn1 ± σ1} und {fn2 ± σ2} als gleich bewertet, wenn eine Überlappung der Meßverteilungen in den nachfolgend beschriebenen Grenzen festgestellt wird.
    Die Fälle {fn1 + σ1} = {fn2 - σ2} und {fn2 + σ2} = {fn1 - σ1} gelten dabei als Grenzfälle der Übereinstimmung.
    Liegt nun gemäß den vorangestellten Bedingungen eine Übereinstimmung der Drehfrequenz fn1 des Fan's 2a und der Drehfrequenz fn2 des Turbinenläufers 2c vor, so besteht keine Veranlassung, eine geeignete drehzahlbegrenzende Maßnahme, insbesondere eine Schnellabschaltung bezüglich des der Brennkammer 23 des Flugtriebwerkes zugeführten Brennstoffes vorzunehmen.
    Sollte allerdings der Vergleich ergeben, daß {fn1 + σ1} kleiner als (<) {fn2 - σ2} ist, so kann davon ausgegangen werden, daß ein Bruch der Welle 3 stattgefunden hat. Dieser Zustand erfordert dann die Einleitung einer drehzahlbegrenzenden Maßnahme, insbesondere die Sicherheitsschnellabschaltung der Brennstoffzufuhr, die mittels einer Bennnstoff-Ringleitung 19 erfolgt.
    Dabei ist der Zufluß zu der Brennstoff-Ringleitung 19 mit einem Kraftstoff-Schnellschlußventil 20 ausgerüstet. Dieses mit einem nicht näher dargestellten elektromagnetischen Stellantrieb 22 versehene Kraftstoff-Schnellschlußventil 20 wird mittels einer Feder 21 im elektrisch spannungslosen Zustand stets geschlossen gehalten.
    Bei einer Übereinstimmung der Drehfrequenzen fn1, fn2 bzw. {fn1 + σ1}, {fn2 - σ2} der an beiden Wälzlagern 6 und 7 wird somit das Kraftstoff-Schnellschlußventil 20 unter elektrischer Spannung gehalten und ist im geöffneten Zustand.
    Tritt jedoch der Fall fn1 < fn2 bzw. {fn1 + σ1} < {fn2 - σ2} ein, so wird ein Stellsignal durch den Komperator 18 gebildet, das umgehend und ohne Verzögerung den spannungslosen Zustand am Magnet-Stellantrieb 22 herstellt. Das Kraftstoff-Schnellschlußventil 20 schließt dann augenblicklich unter der Wirkung der Vorspannkraft der Feder 21. Resultierend erlöscht der Verbrennungsprozeß in der Brennkammer 23, nachdem dann kein weiterer Brennstoff zugeführt wird. Über interne Reibungsvorgänge wird der Niederdruck-Turbinenläufer 2c daraufhin an einem weiteren unkontrollierten Anstieg seiner Drehzahl gehindert und bis zum Stillstand abgebremst.
    Mit dem beschriebenen Verfahren ist es somit möglich, die Verzögerungszeit von elektronischen/elektrischen Systemen zur Drehzahlbegrenzung einer Strömungskraftmaschine derart zu verringern, daß sie auch für solche und insbesondere für Flug-Gasturbinenanlagen mit geringen Trägheitsmomenten eingesetzt werden können. Eine Ansprechverzögerung für die Drehzahlbegrenzung und Sicherheitsschnellabschaltung in Höhe vergleichbarer direkt wirkender mechanischer Systeme für Flugtriebwerke schafft die Voraussetzung für folgende Vorteile:
    • signifikant geringerer Masseeinsatz bei den Bauteilen zur Sicherung der Funktion Drehzahlbegrenzung/Sicherheitsschnellabschaltung bei Wellenbruch zwischen Fan und Niederdruckturbine,
    • aufgrund der Masseneinsparung ergeben sich geringere Betriebskosten für Flugtriebwerke,
    • besseres Masse-Kostenverhältnis im Vergleich zu mechanisch wirkenden Drehzahlbegrenzungseinrichtungen/Sicherheitsschnellabschaltung,
    • Sicherstellung der Funktion ohne unnötige Zerstörung von Bauteilen und Baugruppen zum Aufbau der Zwangskräfte zum Abbremsen und zum Abbau der überschüssigen Rotationsenergie,
    • kostengünstiger realisierbar als bestehende mechanische Lösungen,
    • Anwendung des Kommonalitätskonzeptes für Hersteller von Triebwerksfamilien
    • keine sicherheitsbedingten Kompromisse hinsichtlich der Aerodynamik von Turbinenbeschaufelungen,
    • geringere Betriebskosten aufgrund des besseren spezifischen Brennstoffverbrauches bei optimal aerodynamisch gestalteter Beschaufelung der Niederdruckturbine
    • das beschriebene Verfahren bzw. eine nach diesem Verfahren arbeitende Vorrichtung ist nachrüstbar.
    Eine vergleichbare Zuverlässigkeit gegenüber direkt wirkenden Systemen ist abgesichert durch entsprechende Redundanzen der Meßstellen, der Meßsignalinformationen und deren Verarbeitung. Dabei können durchaus eine Vielzahl von Details auch abweichend vom beschriebenen Ausführungsbeispiel gestaltet sein, ohne den Inhalt der Patentansprüche zu verlassen.

    Claims (11)

    1. Verfahren zum Erkennen eines Wellenbruches in einer Strömungskraftmaschine mit dem Ziel, danach eine geeignete drehzahlbegrenzende Maßnahme, insbesondere eine Brennstoffschnellabschaltung bei einer Flug-Gasturbinenanlage, einzuleiten, wobei ein drehmomentabgebender Turbinenläufer und ein drehmomentaufnehmendes Aggregat über die hinsichtlich eines Bruches zu überwachende, im wesentlichen endseitig in zumindest zwei Wälzlagern (6, 7) gelagerte Welle (3) miteinander verbunden sind, wobei die Drehfrequenzen (fn1; fn2) der beiden Wellenenden in den Wälzlagern (6, 7) kontinuierlich und im wesentlichen in Echtzeit ermittelt und miteinander verglichen werden, und dass bei einer gegenüber der Drehfrequenz (fn1) am Wälzlager (6) des drehmomentaufnehmenden Aggregates höheren Drehfrequenz (fn2) am turbinenläuferseitigen Wälzlager (7) auf einen Bruch der Welle (3) geschlossen wird,
      dadurch gekennzeichnet, dass über eine Filtereinheit (14, 15) echtzeitgerecht für beide Wälzlager (6, 7) die Rotationsfrequenz des Wälzlager-Käfigs und/oder die Überrollfrequenz des Wälzlager-Außenrings und/oder die Überrollfrequenz des Wälzlager-Innenrings und/oder die Wälzkörperrotationsfrequenz festgestellt und hieraus die Drehfrequenzen (fn1; fn2) der in den Wälzlagern (6, 7) gelagerten Wellenenden bestimmt werden.
    2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass echtzeitgerecht mittels eines Arithmetik-Prozessors (16, 17) für beide Wälzlager (6, 7) über getrennte Messkanäle die Bestimmung der Drehfrequenz (fn1; fn2) des jeweiligen Wellenendes unter Rückgriff auf eine oder mehrere typische wälzlagerfrequenzen erfolgt, die von den Wälzlagern (6, 7) bei deren Rotation emittiert werden.
    3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass bei Verwendung von mehr als einer typischen Wälzlagerfrequenz die Bestimmung der Drehfrequenzen (fn1; fn2) nach der Gauß'schen Methode der kleinsten Fehlerquadrate in der Form (fn1±σ1) und (fn2±σ2) erfolgt.
    4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass für jedes Wälzlager (6, 7) ein getrennt funktionierender Messkanal zur Bestimmung der Drehfrequenz (fn1; fn2) des jeweiligen Wellenendes in den Wälzlagern (6, 7) vorhanden ist und die beiden Messkanäle in einem Komparator (18) zwecks Vergleiches der Drehfrequenzen (fn1; fn2) zusammengeführt werden.
    5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das an den Wälzlagern (6, 7) mittels Messsignalaufnehmern (8a, 8b, 9a, 9c) ermittelte Messsignal eine Redundanz in der Messinformation enthält und vorzugsweise ein komplex-periodisches Signal ist.
    6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das komplexperiodische Messsignal {f(t)=f(t+nT) mit n = 0; 1; 2 ...} vom Zeitbereich in den Frequenzbereich mittels Fast Fourier Transmission echtzeitgerecht in ein Amplitudenspektrum überführt wird.
    7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass im möglichen Drehzahlbereich der beiden Wälzlager (6, 7) bei Auftreten einer signifikanten Differenz zwischen den beiden Drehfrequenzen (fn1; fn2) ein Schnellschluss eines ansonsten unter elektrischer Spannung stehenden und dabei geöffneten Brennstoffschnellschlussventils (20) durch unverzügliche Spannungslosschaltung erfolgt.
    8. Verfahren nach Anspruch 7,
      dadurch gekennzeichnet, dass im möglichen Drehzahlbereich der beiden Wälzlager (6, 7) von {fn2 + σ2 = fn1 - σ1} bis {fn1 + σ1 = fn2- σ2} das Brennstoffschnellschlussventil (20) unter elektrischer Spannung steht und geöffnet ist und dass ein Schnellschluss des Brennstoffschnellschlussventils (20) durch unverzügliche Spannungslosschaltung erfolgt, wenn die Bedingung {fn1 + σ1 < fn2 - σ2} erfüllt ist.
    9. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei an beiden Wälzlagern (6, 7) jeweils zumindest zwei Messsignalaufnehmer (8a, 8b, 9a, 9c) angebracht sind, deren Anordnung und Funktion je Wälzlager (6, 7) redundant ausgeführt ist und wobei es sich bei den Messsignalaufnehmern (8a, 8b, 9a, 9c) um Geschwindigkeits- oder Beschleunigungsaufnehmer jeweils gleichen Typs handelt.
    10. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 9, wobei das drehmomentaufnehmende Aggregat (6) ein Verdichter, ein Fan, ein Booster, ein Propeller oder eine Kombination hiervon ist.
    11. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 9 oder 10, wobei das Brennstoff-Schnellschlussventil (20) federbelastet ist und mittels einer stromdurchflossenen elektromagnetischen Stelleinrichtung (22) im geöffneten Zustand gehalten wird.
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    Families Citing this family (48)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    SE0101984D0 (sv) * 2001-05-31 2001-05-31 Skf Ab A device, computer program product and method for indicating a function deviation of one or more details of manufacturing equipment using frequency component analyses
    DE10207455B4 (de) * 2002-02-22 2006-04-20 Framatome Anp Gmbh Verfahren und Einrichtung zur Detektion einer impulsartigen mechanischen Einwirkung auf ein Anlagenteil
    DE10310900A1 (de) 2003-03-13 2004-09-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Elekronisches Sicherheitssystem zur Vermeidung eines Überdrehzahlzustandes bei einem Wellenbruch
    DE102004026366A1 (de) * 2004-05-29 2005-12-15 Mtu Aero Engines Gmbh Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine sowie Gasturbine
    DE102004033924A1 (de) * 2004-07-14 2006-02-09 Mtu Aero Engines Gmbh Einrichtung zur Detektion eines Wellenbruchs an einer Gasturbine sowie Gasturbine
    DE102004047892A1 (de) * 2004-10-01 2006-04-06 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine und Verfahren zum Abschalten einer Gasturbine bei Identifikation eines Wellenbruchs
    RU2293851C1 (ru) * 2005-07-06 2007-02-20 Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" (Гуп Тмкб "Союз") Способ ресурсосберегающей эксплуатации газотурбинных двигателей
    US8191399B2 (en) 2005-12-16 2012-06-05 Siemens Aktiengesellschaft Monitoring device and monitoring method for a drive device
    DE102006004947B4 (de) 2006-02-03 2007-12-27 Areva Np Gmbh Verfahren und Einrichtung zur Detektion einer impulsartigen mechanischen Einwirkung auf ein Anlagenteil
    DE102006004941B4 (de) * 2006-02-03 2008-01-10 Areva Np Gmbh Verfahren und Einrichtung zur Detektion des Ortes einer impulsartigen mechanischen Einwirkung auf ein Anlagenteil
    US8818683B2 (en) * 2006-04-21 2014-08-26 General Electric Company Method and apparatus for operating a gas turbine engine
    FR2907839B1 (fr) * 2006-10-25 2011-06-17 Snecma Methode pour reduire la vitesse en cas de rupture d'arbre de turbine de moteur a turbine a gaz
    FR2916482B1 (fr) 2007-05-25 2009-09-04 Snecma Sa Systeme de freinage en cas de rupture d'arbre de turbine dans un moteur a turbine a gaz
    FR2916483B1 (fr) 2007-05-25 2013-03-01 Snecma Systeme de dissipation d'energie en cas de rupture d'arbre de turbine dans un moteur a turbine a gaz
    FR2923540B1 (fr) * 2007-11-13 2010-01-29 Snecma Dispositif de detection de rupture d'un arbre de turbomachine
    DE102008007519A1 (de) 2008-02-05 2009-08-13 Nordex Energy Gmbh Vorrichtung zur Überwachung der Drehzahl bei einer Windenergieanlage
    EP2131178B1 (de) * 2008-06-02 2011-04-06 Siemens Aktiengesellschaft Diagnoseverfahren für zumindest ein Kugellager, insbesondere für ein Schrägkugellager, korrespondierendes Diagnosesystem sowie Verwendung eines derartigen Diagnosesystems
    FR2939924B1 (fr) * 2008-12-15 2012-10-12 Snecma Identification de defaillances dans un moteur d'aeronef
    US8752394B2 (en) * 2010-03-15 2014-06-17 Rolls-Royce Corporation Determining fan parameters through pressure monitoring
    GB2488805A (en) * 2011-03-09 2012-09-12 Rolls Royce Plc Shaft break detection
    GB201120511D0 (en) 2011-11-29 2012-01-11 Rolls Royce Plc Shaft break detection
    GB201121639D0 (en) * 2011-12-16 2012-01-25 Rolls Royce Plc Shaft break detection
    FR2987085B1 (fr) * 2012-02-20 2014-03-21 Snecma Procede de securisation du fonctionnement d'une turbomachine
    SG11201405922SA (en) * 2012-04-05 2014-10-30 United Technologies Corp Geared turbofan gas turbine engine with reliability check on gear connection
    US20140178175A1 (en) * 2012-12-21 2014-06-26 United Technologies Corporation Air turbine starter monitor system
    EP3014089B1 (de) * 2013-06-24 2019-06-12 United Technologies Corporation Übermässige verformungsüberwachung anhand eines lüfterantriebssystems
    US10048144B2 (en) * 2013-07-12 2018-08-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for applying a compressive preload
    US10012275B2 (en) * 2014-04-16 2018-07-03 Schaeffler Technologies AG & Co. KG Method for configuring a software damper of a clutch control system and software damper for damping chatter vibrations
    US9708927B2 (en) 2014-07-09 2017-07-18 Siemens Energy, Inc. Optical based system and method for monitoring turbine engine blade deflection
    ES2780689T3 (es) * 2014-10-01 2020-08-26 Ge Renewable Tech Máquina rotativa e instalación para convertir energía que comprende tal máquina
    EP3040520B1 (de) * 2015-01-05 2019-07-03 Rolls-Royce PLC Turbinenmotor-wellenbrucherkennung
    US9663278B1 (en) 2015-12-16 2017-05-30 II Harold C. Daws Container with improved locking system
    US10228305B2 (en) 2016-01-18 2019-03-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Shaft shear detection through shaft oscillation
    US10228304B2 (en) * 2016-01-18 2019-03-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Shaft shear detection through shaft oscillation
    US10180078B2 (en) 2016-06-17 2019-01-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Shaft shear detection in gas turbine engines
    GB201611674D0 (en) * 2016-07-05 2016-08-17 Rolls Royce Plc A turbine arrangement
    US10989063B2 (en) * 2016-08-16 2021-04-27 Honeywell International Inc. Turbofan gas turbine engine shaft break detection system and method
    US10316689B2 (en) 2016-08-22 2019-06-11 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine health monitoring system with shaft-twist sensors
    EP3330494B1 (de) * 2016-12-02 2019-11-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Anordnung, turbomaschine und verfahren zur erkennung eines wellenbruchs
    EP3330493B1 (de) * 2016-12-02 2019-05-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Steuerungssystem und -verfahren für einen gasturbinenmotor
    US10436060B2 (en) * 2016-12-09 2019-10-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Shaft event detection in gas turbine engines
    US11136134B2 (en) * 2018-12-21 2021-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for operating a gas turbine engine coupled to an aircraft propeller
    CN109578795B (zh) * 2019-01-30 2023-10-20 潍柴动力扬州柴油机有限责任公司 一种十字万向轴防飞脱装置
    US11333035B2 (en) * 2019-07-24 2022-05-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Shaft shear detection in a gas turbine engine
    GB2593689A (en) 2020-03-30 2021-10-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
    FR3111668B1 (fr) * 2020-06-17 2023-04-07 Airbus Helicopters Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés
    IT202000028520A1 (it) 2020-11-26 2022-05-26 Ge Avio Srl Sistema e metodo per la mitigazione di velocita' eccessiva di rotore
    CN114017267B (zh) * 2021-11-16 2024-06-11 西安热工研究院有限公司 一种风力发电机组变桨轴承故障诊断方法及系统

    Family Cites Families (11)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US3963372A (en) * 1975-01-17 1976-06-15 General Motors Corporation Helicopter power plant control
    JPS5444106A (en) * 1977-09-14 1979-04-07 Hitachi Ltd Speed controlling method for steam turbine
    JPS54111871A (en) * 1978-02-22 1979-09-01 Hitachi Ltd Frequency detecting method
    US4217617A (en) * 1978-09-22 1980-08-12 General Electric Company Turbine trip circuit
    AT370851B (de) * 1980-07-07 1983-05-10 Simmering Graz Pauker Ag Turbinen-regel- und schutzsystem
    US4712372A (en) * 1985-09-18 1987-12-15 Avco Corporation Overspeed system redundancy monitor
    JPH04287803A (ja) * 1991-03-19 1992-10-13 Hitachi Ltd タービン過速度防止装置
    NL9401949A (nl) 1994-11-22 1996-07-01 Skf Ind Trading & Dev Werkwijze voor het analyseren van regelmatig geëxciteerde mechanische trillingen.
    DE19524992C1 (de) * 1995-07-08 1996-08-08 Mtu Muenchen Gmbh Regelung eines Wellentriebwerks mit einem Mikrosteuergerät
    US5804726A (en) 1995-10-16 1998-09-08 Mtd Products Inc. Acoustic signature analysis for a noisy enviroment
    DE19727296A1 (de) * 1997-06-27 1999-01-07 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Notabschaltung einer Gasturbine

    Also Published As

    Publication number Publication date
    DE59909646D1 (de) 2004-07-08
    WO2000036280A1 (de) 2000-06-22
    US6494046B1 (en) 2002-12-17
    DE19857552A1 (de) 2000-06-15
    EP1055052A1 (de) 2000-11-29

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