RU2630626C2 - Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников - Google Patents

Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников Download PDF

Info

Publication number
RU2630626C2
RU2630626C2 RU2014134785A RU2014134785A RU2630626C2 RU 2630626 C2 RU2630626 C2 RU 2630626C2 RU 2014134785 A RU2014134785 A RU 2014134785A RU 2014134785 A RU2014134785 A RU 2014134785A RU 2630626 C2 RU2630626 C2 RU 2630626C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
section
turbine
turbine section
fan
speed
Prior art date
Application number
RU2014134785A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014134785A (ru
Inventor
Фредерик М. ШВАРЦ
Габриэль Л. СУСЬЮ
Даниэль Бернард КУПРАТИС
Уильям К. АКЕРМАНН
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
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
Priority claimed from US13/363,154 external-priority patent/US20130192196A1/en
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014134785A publication Critical patent/RU2014134785A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2630626C2 publication Critical patent/RU2630626C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • F02C3/067—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 having counter-rotating rotors
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • 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

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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит чрезвычайно высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Турбина высокого давления установлена на турбине низкого давления с промежуточной опорой. Достигается повышение коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя, особенно при действии эффекта сжимаемости воздуха. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Перекрестная ссылка на родственную заявку
[0001] Настоящая заявка испрашивает приоритет согласно предварительной заявке на патент США №61/619,116, поданной 2 апреля 2012 г., и является частичным продолжением заявки на патент США №13/363,154, поданной 31 января 2012 г.и озаглавленной "Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления".
Уровень техники
[0002] Настоящая заявка относится к газотурбинному двигателю, в котором турбинная секция низкого давления вращается с более высокой скоростью и нагрузкой от центробежных сил относительно скорости и нагрузки от центробежных сил турбинной секции высокого давления, чем в двигателях, известных из уровня техники.
[0003] Газотурбинные двигатели являются известными из уровня техники, в частности, из патента US 4809498. Такие двигатели обычно содержат вентилятор, подающий воздух в компрессорную секцию низкого давления. В компрессорной секции низкого давления воздух сжимается и поступает в компрессорную секцию высокого давления. Из компрессорной секции высокого давления воздух поступает в секцию камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется. Газообразные продукты этого горения проходят далее в турбинную секцию высокого давления, а затем в турбинную секцию низкого давления.
[0004] Традиционно во многих двигателях, известных из уровня техники, турбинная секция низкого давления непосредственно приводит в действие как компрессорную секцию низкого давления, так и вентилятор. Поскольку потребление топлива оптимизируется при увеличении диаметра вентилятора относительно диаметра внутреннего контура, в промышленности возникла тенденция увеличивать диаметр вентилятора. Однако при увеличении диаметра вентилятора высокая окружная скорость концевой части лопатки вентилятора может вызывать уменьшение коэффициента полезного действия вследствие эффекта сжимаемости воздуха. Соответственно, скорость вращения вентилятора и, следовательно, скорость вращения компрессорной секции низкого давления и турбинной секции низкого давления (обе из которых традиционно соединяются с вентилятором при помощи каскада низкого давления) являются конструктивным ограничением. Позднее было предложено устанавливать понижающие редукторы между контуром низкого давления (образованным компрессорной секцией низкого давления и турбинной секцией низкого давления) и вентилятором. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в повышении коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя, особенно при действии эффекта сжимаемости воздуха.
Сущность изобретения
[0005] В характерном варианте осуществления турбинная секция газотурбинного двигателя содержит турбинную секцию привода вентилятора и вторую турбинную секцию. Турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, которая превышает первую скорость. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата скорости турбины привода вентилятора и площади выходного сечения турбины привода вентилятора. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади выходного сечения. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Вторая секция турбины приводит во вращение вал, установленный на подшипнике. Этот же подшипник установлен на наружной периферии второго вала, который приводится во вращение турбинной секцией привода вентилятора
[0006] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.
[0007] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, турбинная секция привода вентилятора содержит по меньшей мере 3 ступени.
[0008] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, турбинная секция привода вентилятора содержит вплоть до 6 ступеней.
[0009] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, вторая турбинная секция содержит 2 или менее ступеней.
[0010] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, коэффициент расширения в первой турбинной секции привода вентилятора больше, чем приблизительно 5:1.
[0011] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, вал второй турбины опирается на подшипник на наружной периферии вала турбины привода вентилятора, который, в свою очередь, опирается на подшипник, установленный на неподвижной конструкции.
[0012] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, турбинная секция привода вентилятора и вторая турбинная секция вращаются в противоположных направлениях.
[0013] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления между турбинной секцией привода вентилятора и второй турбинной секцией отсутствует промежуточная силовая рама.
[0014] В другом характерном варианте осуществления, газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором, секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания. Турбинная секция содержит турбинную секцию привода вентилятора и вторую турбинную секцию. Турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, которая превышает первую скорость. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата скорости турбины привода вентилятора и площади сечения турбины привода вентилятора. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата скорости второй турбины и площади сечения второй турбины. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Вторая турбинная секция приводит во вращение вал, установленный на подшипнике. Этот же подшипник установлен на наружной периферии второго вала, который приводится во вращение указанной турбинной секцией привода вентилятора.
[0015] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.
[0016] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, компрессорная секция содержит первую и вторую компрессорные секции. Турбинная секция привода вентилятора и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении. Вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому.
[0017] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, предусмотрен понижающий редуктор между вентилятором и каскадом низкого давления, который приводится в действие турбинной секцией привода вентилятора, поэтому вентилятор имеет возможность вращения с более низкой скоростью, чем скорость турбинной секции привода вентилятора.
[0018] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, вентилятор вращается во втором направлении, противоположном первому направлению.
[0019] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, вал второй турбины опирается на подшипник на наружной периферии вала первой турбины, который, в свою очередь, опирается задним концом или возле заднего конца на другой подшипник, установленный на неподвижной конструкции.
[0020] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, третий подшипник поддерживает вторую компрессорную секцию на наружной периферии вала, приводимого во вращение второй турбинной секцией.
[0021] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, четвертый подшипник расположен рядом с первой компрессорной секцией и поддерживает наружную периферию каскада, который выполнен с возможностью вращения с турбинной секцией привода вентилятора.
[0022] В другом варианте осуществления согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, между первой и второй турбинными секциями не предусмотрена промежуточная силовая рама.
[0023] В другом характерном варианте осуществления газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором, секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания. Турбинная секция содержит турбинную секцию привода вентилятора и вторую турбинную секцию. Турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, которая превышает первую скорость. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Компрессорная секция содержит первую и вторую компрессорные секции. Турбинная секция привода вентилятора и первая компрессорная секция вращаются в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция вращаются во втором направлении, противоположном первому. Между вентилятором и первой компрессорной секцией предусмотрен понижающий редуктор, поэтому вентилятор вращается с более низкой скоростью, чем турбинная секция привода вентилятора, и во втором направлении, противоположном первому.
[0024] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, передаточное отношение понижающего редуктора составляет больше, чем приблизительно 2,3.
[0025] Эти и другие характеристики настоящего изобретения станут более понятными из следующего описания и представленных чертежей, краткое описание которых приведено ниже.
Краткое описание чертежей
[0026] На фиг. 1 изображен газотурбинный двигатель.
[0027] На фиг. 2 схематически изображено расположение каскадов низкого и высокого давления и привода вентилятора.
[0028] На фиг. 3 схематически изображена компоновка двигателя, показанного на фиг. 1 и 2.
Подробное раскрытие изобретения
[0029] На фиг. 1 схематически показан газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20 представлен здесь в виде двухтурбинного турбовентиляторного двигателя, который в общем случае содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию форсажной камеры (не показана) наряду с другими системами или компонентами. Вентиляторная секция 22 нагнетает воздух в наружный контур В, в то время как компрессорная секция 24 нагнетает воздух во внутренний контур С для сжатия и подачи в секцию 26 камеры сгорания с последующим расширением в турбинной секции 28. В раскрытом неограничительном примере осуществления показан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, однако, следует понимать, что раскрытые здесь концепции не ограничены применением с турбовентиляторными двигателями, поскольку изложенное в настоящем документе может быть использовано для других типов турбинных двигателей, включая трехтурбинные конструкции.
[0030] Двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, которые установлены для вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя при помощи нескольких систем 38 подшипников. При этом следует понимать, что, альтернативно или дополнительно, на различных участках могут быть установлены различные системы 38 подшипников.
[0031] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, который соединяет вентилятор 42, компрессорную секцию 44 низкого давления (или первую компрессорную секцию) и турбинную секцию 46 низкого давления (или первую турбинную секцию). Следует отметить, что турбинная секция 46 называется также турбинной секцией привода вентилятора. Внутренний вал 40 соединяется с вентилятором 42 при помощи редуктора 48, который приводит во вращение вентилятор 42 с более низкой скоростью, чем скорость вращения турбины 46 привода вентилятора. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который соединяет компрессорную секцию 52 высокого давления (или вторую компрессорную секцию) и турбинную секцию 54 высокого давления (или вторую турбинную секцию). Между компрессорной секцией 52 высокого давления и турбинной секцией 54 высокого давления находится камера 56 сгорания. В настоящем документе подразумевается, что турбинная секция высокого давления испытывает более высокое давление, чем турбинная секция низкого давления. Турбинная секция низкого давления представляет собой секцию, которая приводит во вращение вентилятор 42. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 установлены концентрично и вращаются при помощи систем 38 подшипников вокруг центральной продольной оси А двигателя, которая является коллинеарной их продольным осям. Каскады высокого и низкого давления могут вращаться в одном направлении или в противоположных направлениях.
[0032] Поток воздуха внутреннего контура С сжимается компрессорной секцией 44 низкого давления, затем - компрессорной секцией 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 56 сгорания, а затем расширяется в турбинной секции 54 высокого давления и турбинной секции 46 низкого давления.
[0033] Двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. Степень двухконтурности представляет собой отношение объема воздуха, поступающего в наружный контур В, к объему воздуха, поступающего во внутренний контур С. В другом примере степень двухконтурности двигателя 20 является большей, чем приблизительно шесть (6), например, больше, чем десять (10), редуктор 48 представляет собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, большим, чем приблизительно 2,3, а турбинная секция 46 низкого давления имеет коэффициент расширения, превышающий приблизительно 5. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 20 больше, чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно превышает диаметр компрессорной секции 44 низкого давления, а турбинная секция 46 низкого давления имеет коэффициент расширения, составляющий больше, чем приблизительно 5:1. В некоторых вариантах осуществления турбинная секция высокого давления может иметь две или менее ступеней. В отличие от этого турбинная секция 46 низкого давления в некоторых вариантах осуществления имеет от 3 до 6 ступеней. Коэффициент расширения турбинной секции 46 низкого давления представляет собой отношение полного давления, измеренного перед входом турбинной секции 46 низкого давления, к полному давлению на выходе турбинной секции 46 низкого давления перед выходным соплом. Редуктор 48 может представлять собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, превышающим приблизительно 2,5:1. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве иллюстрации одного примера осуществления редукторного двигателя.
[0034] Значительная величина тяги обеспечивается потоком В наружного контура, благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский режим со скоростью приблизительно 0,8 Маха на высоте до приблизительно 35000 футов. Режим полета при 0,8 Маха и 35000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем - также известен как «крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге» (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий отношению массы сжигаемого в час топлива, выраженной в фунтах массы, к тяге, развиваемой двигателем в этом режиме полета, выраженной в фунтах-сила. «Минимальная степень повышения давления в вентиляторе» представляет собой отношение давлений только на лопатке вентилятора перед выходными направляющими лопатками вентилятора. Минимальная степень повышения давления в вентиляторе согласно одному раскрытому в настоящем описании неограничительному варианту осуществления составляет менее, чем приблизительно 1,45. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/сек, деленную на промышленную стандартную температурную поправку [(Т набегающего воздушного потока °R)/518,7)0,5]. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно раскрытому в настоящем документе одному неограничивающему варианту осуществления составляет менее чем приблизительно 1150 фут/сек. При этом вентилятор 42 может иметь 26 или менее лопаток.
[0035] Площадь выходного сечения 400, показанная на фиг. 1 и фиг. 2, на выходе турбинной секции 54 высокого давления, представляет собой площадь кольца, образованного последней лопаткой турбинной секции 54. Площадь выходного сечения турбинной секции низкого давления определяется на выходе 401 турбинной секции низкого давления и представляет собой площадь кольца, образованного последней лопаткой этой турбинной секции 46. Как показано на фиг. 2, газотурбинный двигатель 20 может представлять собой двигатель с противовращением. Это означает, что турбинная секция 46 низкого давления и компрессорная секция 44 низкого давления вращаются в одном направлении ("-"), в то время как каскад 32 высокого давления, содержащий турбинную секцию 54 высокого давления и компрессорную секцию 52 высокого давления, вращается в противоположном направлении ("+"). Редуктор 48, который может представлять собой, например, эпициклическую передачу (в частности, с солнечной, кольцевой и звездчатой шестернями), выбирается таким образом, чтобы вентилятор 42 вращался в том же самом направлении ("+"), что и каскад 32 высокого давления. С такой конструкцией, а также с другими вышеуказанными конструкциями, включающими различные количественные параметры и эксплуатационные диапазоны, можно получить очень высокую скорость вращения контура низкого давления. Работу турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления часто оценивают, исходя из характеризующего параметра, который представляет собой произведение площади выходного сечения турбинной секции на квадрат соответствующей скорости. Этот характеризующий параметр (PQ, от англ. performance quantity,) определяется следующим образом:
Уравнение 1: PQltp=(Alpt×Vlpt 2)
Уравнение 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt 2)
где Alpt - площадь турбинной секции низкого давления на выходе из нее (например, в 401), Vlpt - скорость турбинной секции низкого давления, Ahpt - площадь турбинной секции высокого давления на выходе из нее (например, в 400), a Vhpt - скорость турбинной секции низкого давления.
[0036] При этом отношение характеризующего параметра турбинной секции низкого давления к характеризующему параметру турбинной секции высокого давления составляет:
Уравнение 3: (Alpt×Vipt 2)/(Ahpt×Vhpt 2)=PQltp/PQhpt
В одном примере осуществления турбины, выполненном согласно вышеуказанной конструкции, площади турбинных секций низкого и высокого давления составляют 557,9 дюйм2 и 90,67 дюйм2, соответственно. Далее, скорости турбинных секций низкого и высокого давления составляют 10179 об/мин и 24346 об/мин, соответственно. Таким образом, используя вышеуказанные Уравнения 1 и 2, можно рассчитать характеризующие параметры турбинных секций низкого и высокого давления:
Формула 1: PQltp=(Alpt×Vlpt 2)=(557,9 дюйм2)(10179 об/мин)2=57805157673,9 дюйм2 (об/мин)2
Формула 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt 2)=(90.67 дюйм2)(24346 об/мин)2=53742622009,72 дюйм2(об/мин)2,
а используя вышеприведенную Уравнение 3, можно рассчитать указанное отношение для турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления:
Отношение=PQltp/PQhpt==57805157673,9 дюйм2(об/мин)2/53742622009,72 дюйм2 (об/мин)2=1,075
[0037] В другом варианте осуществления указанное отношение составляет приблизительно 0,5, а в следующем варианте осуществления - приблизительно 1,5. При отношениях PQltp/PQhpt в пределах от 0,5 до 1,5 обеспечивается высокоэффективный газотурбинный двигатель. Точнее, отношения PQltp/PQhpt, большие или равные приблизительно 0,8, являются более эффективными. Еще точнее, отношения PQltp/PQhpt, большие или равные 1,0, являются еще более эффективными. Благодаря таким отношениям PQltp/PQhtp можно, в частности, уменьшить размеры, как диаметра, так и осевой длины турбинной секции. Кроме того, в большой степени увеличивается коэффициент полезного действия всего двигателя.
[0038] Такая конструкция обеспечивает также усовершенствование компрессорной секции низкого давления, которая функционирует скорее как компрессорная секция высокого давления, чем как традиционная компрессорная секция низкого давления. Она является более эффективной и может обеспечивать большее повышение давления при меньшем числе ступеней. Компрессорная секция низкого давления может иметь меньший радиус и меньшую длину, внося больший вклад в обеспечение проектной величины суммарного перепада давления в двигателе.
[0039] Как показано на фиг. 3, двигатель, представленный на фиг. 2, может быть установлен таким образом, чтобы турбина 54 высокого давления была установлена на «комбинированном» подшипнике. Как показано на чертеже, каскад высокого давления и вал 32 содержит подшипник 112, который поддерживает турбину 54 высокого давления и каскад 32 высокого давления на наружной периферии вала 30 каскада низкого давления. Передний конец каскада 32 высокого давления поддерживается подшипником 110 на наружной периферии вала 32. Подшипник 110 опирается на неподвижную конструкцию 108, соединенную со всеми корпусами в двигателе, чтобы получить внутренний контур двигателя, как показано на фиг. 1. Кроме того, вал 30 передним концом опирается на подшипник 100. Подшипник 100 опирается на неподвижную конструкцию 102. Задний конец вала 30 опирается на подшипник 106, который прикреплен к неподвижной конструкции 104.
[0040] В такой конструкции отсутствуют несущие опорные стойки или другие элементы на пути горячих продуктов сгорания, проходящих из секции камеры сгорания в турбину 54 высокого давления, а также отсутствуют опорные стойки с отсеками подшипников на пути продуктов сгорания, проходящих в турбину 46 низкого давления. Иными словами, подшипник 112 и связанный с ним узел крепления расположены радиально внутри относительно втулок 106 и 108, соединенных с турбинными секциями 54 и 46.
[0041] Как показано на чертеже, промежуточная силовая рама на участке 402 между турбинными секциями 54 и 46 отсутствует.
[0042] Настоящее изобретение раскрыто со ссылками на один вариант осуществления, однако, следует понимать, что определенные модификации могут быть внесены в него в пределах объема данного изобретения. По этой причине следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить действительный объем и содержание данного изобретения.

Claims (50)

1. Турбинная секция газотурбинного двигателя, содержащая:
турбинную секцию привода вентилятора и
вторую турбинную секцию,
при этом указанная турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади;
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5; и
указанная вторая турбинная секция обеспечивает приведение во вращение первого вала, опирающегося на подшипник, при этом указанный подшипник установлен на наружной периферии второго вала, приводимого во вращение указанной турбинной секцией привода вентилятора.
2. Турбинная секция по п. 1, в которой указанное отношение больше или равно 0,8.
3. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная турбинная секция привода вентилятора содержит по меньшей мере три ступени.
4. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная турбинная секция привода вентилятора содержит вплоть до шести ступеней.
5. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная вторая турбинная секция содержит две или менее ступеней.
6. Турбинная секция по п. 1, в которой коэффициент расширения в турбинной секции привода вентилятора составляет более чем 5:1.
7. Турбинная секция по п. 1, в которой указанный первый вал наружной периферией опирается на второй подшипник, при этом указанный второй подшипник установлен на неподвижной конструкции.
8. Турбинная секция по п. 1, в которой указанные турбинная секция привода вентилятора и вторая турбинная секция выполнены с возможностью вращения в противоположных направлениях.
9. Турбинная секция по п. 1, в которой между указанными турбинной секцией привода вентилятора и второй турбинной секцией отсутствует несущая конструкция для подшипников.
10. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор;
компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором;
секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;
турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания,
при этом турбинная секция содержит турбинную секцию привода вентилятора и вторую турбинную секцию,
при этом указанная турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади;
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5;
указанная вторая турбинная секция выполнена с возможностью приведения во вращение первого вала, опирающегося на подшипник, установленный на наружной периферии второго вала, приводимого во вращение указанной турбинной секцией привода вентилятора.
11. Двигатель по п. 10, в котором указанное отношение больше или равно 0,8.
12. Двигатель по п. 10, в котором компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, при этом турбинная секция привода вентилятора и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому.
13. Двигатель по п. 12, в котором между указанным вентилятором и валом, приводимым во вращение турбинной секцией привода вентилятора, предусмотрен понижающий редуктор, за счет чего вентилятор имеет возможность вращения с более низкой скоростью, чем скорость турбинной секции привода вентилятора
14. Двигатель по п. 13, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому.
15. Двигатель по п. 12, в котором указанный второй вал опирается на второй подшипник на своей наружной периферии, при этом указанный второй подшипник установлен на неподвижной конструкции.
16. Двигатель по п. 15, в котором третий подшипник поддерживает указанную вторую компрессорную секцию на наружной периферии указанного первого вала, приводимого во вращение указанной второй турбинной секцией.
17. Двигатель по п. 16, в котором четвертый подшипник расположен рядом с указанной первой компрессорной секцией и поддерживает наружную периферию указанного второго вала, который выполнен с возможностью вращения с указанной турбинной секцией привода вентилятора.
18. Двигатель по п. 12, в котором между указанными первой и второй турбинными секциями отсутствует несущая конструкция для подшипников.
19. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор;
компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором;
секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;
турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания,
при этом турбинная секция содержит турбинную секцию привода вентилятора и вторую турбинную секцию,
при этом указанная турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью вращения, которая превышает первую скорость вращения,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади поперечного сечения;
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5; и
компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, при этом турбинная секция привода вентилятора и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому, при этом между указанным вентилятором и указанной первой компрессорной секцией установлен понижающий редуктор, за счет чего вентилятор будет вращаться с более низкой скоростью, чем турбинная секция привода вентилятора, при этом указанный вентилятор будет вращаться во втором направлении, противоположном первому.
20. Двигатель по п. 19, в котором передаточное отношение указанного понижающего редуктора больше чем 2,3.
RU2014134785A 2012-01-31 2013-01-21 Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников RU2630626C2 (ru)

Applications Claiming Priority (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/363,154 US20130192196A1 (en) 2012-01-31 2012-01-31 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US13/363,154 2012-01-31
US201261619116P 2012-04-02 2012-04-02
US61/619,116 2012-04-02
US13/446,194 2012-04-13
US13/446,194 US20130192265A1 (en) 2012-01-31 2012-04-13 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
PCT/US2013/022371 WO2013116023A1 (en) 2012-01-31 2013-01-21 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014134785A RU2014134785A (ru) 2016-03-27
RU2630626C2 true RU2630626C2 (ru) 2017-09-11

Family

ID=48869072

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134785A RU2630626C2 (ru) 2012-01-31 2013-01-21 Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20130192265A1 (ru)
EP (1) EP2809903A4 (ru)
BR (1) BR112014016274A8 (ru)
CA (1) CA2853839C (ru)
RU (1) RU2630626C2 (ru)
SG (1) SG11201403614VA (ru)
WO (1) WO2013116023A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130318998A1 (en) * 2012-05-31 2013-12-05 Frederick M. Schwarz Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine
WO2014152101A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Turbofan engine bearing and gearbox arrangement
EP3052812A4 (en) * 2013-09-30 2016-10-05 United Technologies Corp COMPRESSOR ZONE DIVISIONS FOR FORMING A REDUCING TURBOSOUFFLANTE
US10287976B2 (en) * 2014-07-15 2019-05-14 United Technologies Corporation Split gear system for a gas turbine engine
US9932902B2 (en) * 2014-07-15 2018-04-03 United Technologies Corporation Turbine section support for a gas turbine engine
EP3165754A1 (en) * 2015-11-03 2017-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
JP7059028B2 (ja) * 2018-02-01 2022-04-25 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジン
FR3088967B1 (fr) * 2018-11-27 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Agencement de turboréacteur double flux à réducteur épicycloïdal ou planétaire
US11608750B2 (en) * 2021-01-12 2023-03-21 Raytheon Technologies Corporation Airfoil attachment for turbine rotor

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4809498A (en) * 1987-07-06 1989-03-07 General Electric Company Gas turbine engine
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
RU2141051C1 (ru) * 1998-07-01 1999-11-10 Клименко Алексей Геннадьевич Турбореактивный двигатель
EP2339146A1 (en) * 2009-12-22 2011-06-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7721549B2 (en) * 2007-02-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system
US7762086B2 (en) * 2008-03-12 2010-07-27 United Technologies Corporation Nozzle extension assembly for ground and flight testing

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4809498A (en) * 1987-07-06 1989-03-07 General Electric Company Gas turbine engine
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
RU2141051C1 (ru) * 1998-07-01 1999-11-10 Клименко Алексей Геннадьевич Турбореактивный двигатель
EP2339146A1 (en) * 2009-12-22 2011-06-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
CA2853839C (en) 2020-07-14
BR112014016274A8 (pt) 2017-07-04
SG11201403614VA (en) 2014-10-30
US20130192265A1 (en) 2013-08-01
WO2013116023A1 (en) 2013-08-08
BR112014016274A2 (pt) 2017-06-13
RU2014134785A (ru) 2016-03-27
CA2853839A1 (en) 2013-08-08
EP2809903A4 (en) 2015-09-16
EP2809903A1 (en) 2014-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2630626C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников
RU2631953C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2637159C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2630628C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и характерными особенностями опоры подшипников
US11585276B2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
RU2676150C1 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
US9816442B2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
RU2631955C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2630630C2 (ru) Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2633218C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
US20170306840A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US20130223986A1 (en) Gas turbine engine with fan-tied inducer section and multiple low pressure turbine sections
US20130192256A1 (en) Geared turbofan engine with counter-rotating shafts
RU2647287C2 (ru) Конструкция компрессора газотурбинного двигателя
US11598223B2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160061052A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
EP2841718A2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160348591A1 (en) Geared turbofan engine with counter-rotating shafts
US20170234159A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160115865A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160053679A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160053634A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
JP2017089646A (ja) 高速低圧タービン部を有するガスタービンエンジン
US20160047306A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
EP3163062A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features