RU2015101589A - Малошумный ротор компрессора для редукторного турбовентиляторного двигателя - Google Patents
Малошумный ротор компрессора для редукторного турбовентиляторного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2015101589A RU2015101589A RU2015101589A RU2015101589A RU2015101589A RU 2015101589 A RU2015101589 A RU 2015101589A RU 2015101589 A RU2015101589 A RU 2015101589A RU 2015101589 A RU2015101589 A RU 2015101589A RU 2015101589 A RU2015101589 A RU 2015101589A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- compressor
- gas turbine
- turbine engine
- rotation
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 claims 10
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
-
- 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
- F05D2260/40—Transmission of power
- F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
- F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
- F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
-
- 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
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
-
- 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
- F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
- F05D2270/333—Noise or sound levels
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
Abstract
1. Газотурбинный двигатель, содержащий:вентилятор и турбинную секцию, имеющую ротор первой турбины, предназначенный для приведения в действие ротора компрессора;понижающий редуктор, обеспечивающий уменьшение скорости вентилятора относительно входной скорости от ротора турбины привода вентилятора; причемротор компрессора имеет определенное количество лопаток компрессора по меньшей мере в одном из множества рядов ротора компрессора, которые работают, по меньшей мере, часть времени с угловой скоростью вращения, указанное количество лопаток компрессора в указанном по меньшей мере одном ряду и указанная угловая скорость вращения таковы, что следующая формула справедлива для указанного по меньшей мере одного ряда ротора компрессора:(количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута) ≥ 5500 Гц; причем угловая скорость вращения выражена в количестве оборотов в минуту.2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором газотурбинный двигатель спроектирован для вырабатывания приблизительно 15000 фунтов (6810 кгс) тяги или больше.4. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором формула справедлива для большей части указанных рядов ротора компрессора.5. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором газотурбинный двигатель спроектирован для вырабатывания приблизительно 15000 фунтов (6810 кгс) тяги или больше.6. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором понижающий редуктор имеет передаточное отношение больше чем приблизительно 2,3.7. Газотурбинный двигатель по п. 6, в котором понижающий редуктор имеет передаточное отношение больше чем приблизительно 2,5.8.
Claims (30)
1. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор и турбинную секцию, имеющую ротор первой турбины, предназначенный для приведения в действие ротора компрессора;
понижающий редуктор, обеспечивающий уменьшение скорости вентилятора относительно входной скорости от ротора турбины привода вентилятора; причем
ротор компрессора имеет определенное количество лопаток компрессора по меньшей мере в одном из множества рядов ротора компрессора, которые работают, по меньшей мере, часть времени с угловой скоростью вращения, указанное количество лопаток компрессора в указанном по меньшей мере одном ряду и указанная угловая скорость вращения таковы, что следующая формула справедлива для указанного по меньшей мере одного ряда ротора компрессора:
(количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута) ≥ 5500 Гц; причем угловая скорость вращения выражена в количестве оборотов в минуту.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором газотурбинный двигатель спроектирован для вырабатывания приблизительно 15000 фунтов (6810 кгс) тяги или больше.
4. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором формула справедлива для большей части указанных рядов ротора компрессора.
5. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором газотурбинный двигатель спроектирован для вырабатывания приблизительно 15000 фунтов (6810 кгс) тяги или больше.
6. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором понижающий редуктор имеет передаточное отношение больше чем приблизительно 2,3.
7. Газотурбинный двигатель по п. 6, в котором понижающий редуктор имеет передаточное отношение больше чем приблизительно 2,5.
8. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором вентилятор доставляет воздух во второй контур и часть воздуха в ротор компрессора со степенью двухконтурности, определенной как объем воздуха, доставленного во второй контур, по сравнению с объемом воздуха, доставленного в ротор компрессора, причем степень двухконтурности больше чем приблизительно 6.
9. Газотурбинный двигатель по п. 8, в котором степень двухконтурности больше чем приблизительно 10.
10. Газотурбинный двигатель по п. 9, в котором формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
11. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором угловая скорость вращения является скоростью вращения на участке захода на посадку.
12. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором турбинная секция содержит ротор турбины высокого давления и ротор первой турбины, причем ротор турбины привода вентилятора является ротором первой турбины.
13. Газотурбинный двигатель по п. 12, в котором ротором компрессора является ротор компрессора пониженного давления, и ротор турбины повышенного давления приводит в действие ротор компрессора высокого давления.
14. Газотурбинный двигатель по п. 12, в котором понижающий редуктор расположен между ротором первой турбины и ротором компрессора.
15. Газотурбинный двигатель по п. 12, в котором понижающий редуктор расположен между ротором компрессора и вентилятором.
16. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором турбинная секция содержит три ротора турбины, причем ротор первой турбины и ротор турбины привода вентилятора являются различными роторами.
17. Способ конструирования газотурбинного двигателя, включающий этапы, согласно которым:
берут ротор первой турбины для приведения в действие ротора компрессора и ротор турбины привода вентилятора для приведения в действие вентилятора через понижающий редуктор и выбирают количество лопаток по меньшей мере в одном ряду ротора компрессора в комбинации с угловой скоростью вращения ротора компрессора так, что следующая формула справедлива для указанного по меньшей мере одного ряда ротора компрессора:
(количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута) ≥ 5500 Гц, причем угловая скорость вращения выражена в количестве оборотов в минуту.
18. Способ по п. 17, согласно которому формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
19. Способ по п. 17, согласно которому газотурбинный двигатель спроектирован для вырабатывания приблизительно 15000 фунтов (6810 кгс) тяги или больше.
20. Способ по п. 17, согласно которому угловая скорость вращения является скоростью вращения на участке захода на посадку.
21. Способ по п. 17, согласно которому турбинная секция содержит ротор турбины высокого давления и ротор первой турбины, причем ротор турбины привода вентилятора является ротором первой турбины.
22. Способ по п. 21, согласно которому ротором компрессора является ротор компрессора пониженного давления, и ротор турбины повышенного давления приводит в действие ротор компрессора высокого давления.
23. Способ по п. 22, согласно которому понижающий редуктор расположен между ротором первой турбины и ротором компрессора.
24. Способ по п. 22, согласно которому понижающий редуктор расположен между ротором компрессора и вентилятором.
25. Способ по п. 17, согласно которому турбинная секция содержит три ротора турбины, причем ротор первой турбины и ротор турбины привода вентилятора являются различными роторами.
26. Компрессорный блок, содержащий:
ротор компрессора, содержащий по меньшей мере первый ряд лопаток, который содержит определенное количество лопаток, выполненных с возможностью вращения с угловой скорость вращения, так что при измерении угловой скорости вращения в оборотах в минуту:
(количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута) ≥ 5500 Гц.
27. Компрессорный блок по п. 26, в котором угловая скорость вращения является скоростью вращения на участке захода на посадку.
28. Компрессорный блок по п. 27, в котором формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
29. Компрессорный блок по п. 26, в котором формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
30. Способ конструирования газотурбинного двигателя, включающий этапы, согласно которым:
берут вентилятор и турбинную секцию, содержащую ротор первой турбины для приведения в действие ротора компрессора,
берут понижающий редуктор, обеспечивающий уменьшение скорости вентилятора относительно входной скорости от ротора турбины привода вентилятора, причем
ротор компрессора имеет определенное количество лопаток компрессора по меньшей мере в одном из множества рядов ротора компрессора, которые работают по меньшей мере часть времени с угловой скоростью вращения, указанное количество лопаток компрессора в указанном по меньшей мере одном ряду и указанная угловая скорость вращения таковы, что следующая формула справедлива для указанного по меньшей мере одного ряда лопаток ротора компрессора:
(лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута) ≥ 5500 Гц;
причем угловая скорость вращения выражена в количестве оборотов в минуту.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US14/159,760 | 2014-01-21 | ||
US14/159,760 US8834099B1 (en) | 2012-09-28 | 2014-01-21 | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015101589A true RU2015101589A (ru) | 2016-08-10 |
RU2656171C2 RU2656171C2 (ru) | 2018-05-31 |
Family
ID=52354834
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015101589A RU2656171C2 (ru) | 2014-01-21 | 2015-01-21 | Малошумный ротор компрессора для редукторного турбовентиляторного двигателя |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
EP (2) | EP2896785A1 (ru) |
JP (2) | JP2015137649A (ru) |
BR (1) | BR102015001345A2 (ru) |
CA (1) | CA2879244C (ru) |
RU (1) | RU2656171C2 (ru) |
Families Citing this family (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8858388B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-10-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine gear train |
US10107231B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with geared architecture |
US9976437B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Epicyclic gear train |
US8753243B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-06-17 | United Technologies Corporation | Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme |
US10240526B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
US10287914B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US10125693B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
CA2936576C (en) * | 2015-08-12 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Epicyclic gear train |
CA2945265A1 (en) * | 2015-11-09 | 2017-05-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5141182A (en) * | 1990-06-01 | 1992-08-25 | General Electric Company | Gas turbine engine fan duct base pressure drag reduction |
JPH08109834A (ja) * | 1994-10-13 | 1996-04-30 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ジェットエンジン用樹脂部品 |
US7752836B2 (en) * | 2005-10-19 | 2010-07-13 | General Electric Company | Gas turbine assembly and methods of assembling same |
US7921634B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-04-12 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
US7966806B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-06-28 | General Electric Company | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
US8257024B1 (en) * | 2012-01-27 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Geared turbomachine fluid delivery system |
US20130192263A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Gabriel L. Suciu | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
US8714913B2 (en) * | 2012-01-31 | 2014-05-06 | United Technologies Corporation | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
WO2013122713A2 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-22 | United Technologies Corporation | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
US10036351B2 (en) * | 2012-04-02 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with three co-rotating turbines |
-
2015
- 2015-01-20 EP EP15151747.1A patent/EP2896785A1/en not_active Withdrawn
- 2015-01-20 CA CA2879244A patent/CA2879244C/en active Active
- 2015-01-20 EP EP16195177.7A patent/EP3144473A1/en not_active Withdrawn
- 2015-01-21 BR BR102015001345A patent/BR102015001345A2/pt not_active Application Discontinuation
- 2015-01-21 JP JP2015009038A patent/JP2015137649A/ja not_active Withdrawn
- 2015-01-21 RU RU2015101589A patent/RU2656171C2/ru active
-
2017
- 2017-06-21 JP JP2017121079A patent/JP2017198218A/ja active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2017198218A (ja) | 2017-11-02 |
EP3144473A1 (en) | 2017-03-22 |
JP2015137649A (ja) | 2015-07-30 |
CA2879244C (en) | 2018-04-03 |
RU2656171C2 (ru) | 2018-05-31 |
EP2896785A1 (en) | 2015-07-22 |
BR102015001345A2 (pt) | 2016-10-25 |
CA2879244A1 (en) | 2015-07-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2015101589A (ru) | Малошумный ротор компрессора для редукторного турбовентиляторного двигателя | |
RU2014134968A (ru) | Малошумная турбина для редукторного турбовентиляторного двигателя | |
RU2014134423A (ru) | Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя | |
RU2014134792A (ru) | Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя | |
SG10201901074VA (en) | Geared turbofan gas turbine engine architecture | |
EP2728140A3 (en) | Booster assembly for gas turbine engine comprising a gearing | |
RU2014134426A (ru) | Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя | |
RU2014134790A (ru) | Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления | |
US8607576B1 (en) | Single turbine driving dual compressors | |
WO2013165515A3 (en) | Gas turbine engine with fan-tied inducer section | |
RU2014134425A (ru) | Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя | |
WO2018169578A3 (en) | Interdigitated counter rotating turbine system and method of operation | |
RU2014103719A (ru) | Газотурбинный двигатель (варианты) и способ повышения производительности газотурбинного двигателя | |
RU2014134787A (ru) | Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления | |
RU2013154766A (ru) | Газотурбинный двигатель, содержащий три вращающихся каскада | |
WO2014025441A3 (en) | Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine | |
EP2543867A3 (en) | Efficient, low pressure ratio propeller for gas turbine engines | |
EP2535548A3 (en) | Turbine section of high bypass turbofan | |
WO2013122713A8 (en) | Geared turbofan engine low noise compressor rotor | |
EP4276295A3 (en) | Geared turbofan with overspeed protection | |
EP2543866A3 (en) | Propulsion fan for gas turbine engines | |
WO2010111357A3 (en) | High-flow-capacity centrifugal hydrogen gas compression systems, methods and components therefor | |
RU2014134785A (ru) | Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников | |
WO2018026408A3 (en) | Method and system for a two frame gas turbine engine | |
EP4242428A3 (en) | Geared turbofan with three turbines with first two co-rotating and third rotating in an opposed direction |