RU2703888C2 - Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения - Google Patents

Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения Download PDF

Info

Publication number
RU2703888C2
RU2703888C2 RU2015140939A RU2015140939A RU2703888C2 RU 2703888 C2 RU2703888 C2 RU 2703888C2 RU 2015140939 A RU2015140939 A RU 2015140939A RU 2015140939 A RU2015140939 A RU 2015140939A RU 2703888 C2 RU2703888 C2 RU 2703888C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rows
turbine engine
gas turbine
rotor
row
Prior art date
Application number
RU2015140939A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015140939A3 (ru
RU2015140939A (ru
Inventor
ЭРНО Стефан
Original Assignee
Сафран Аэро Бустерс Са
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Аэро Бустерс Са filed Critical Сафран Аэро Бустерс Са
Publication of RU2015140939A publication Critical patent/RU2015140939A/ru
Publication of RU2015140939A3 publication Critical patent/RU2015140939A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2703888C2 publication Critical patent/RU2703888C2/ru

Links

Images

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
    • 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
    • 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
    • F02C3/073—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 the compressor and turbine stages being concentric
    • 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
    • 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
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/02—Multi-stage pumps
    • F04D19/024—Multi-stage pumps with contrarotating parts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • 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
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Retarders (AREA)

Abstract

Осевой газотурбинный двигатель, такой как турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор, оснащенный ротором с по меньшей мере тремя кольцевыми рядами лопаток ротора, два ряда из которых являются противоположно вращающимися рядами, планетарную понижающую передачу, соединяющую указанный вентилятор с указанным ротором компрессора и соединяющую указанные противоположно вращающиеся ряды. Осевой газотурбинный двигатель также содержит кольцевой ряд лопаток статора, расположенный между двумя рядами лопаток ротора, вращающихся в одном направлении, так, чтобы спрямлять поток между указанными двумя рядами лопаток ротора. Каждая лопатка ротора соединена с ротором посредством ее внутреннего конца. Изобретение направлено на оптимизацию степени сжатия и компактность компрессора, повышение кпд. 15 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область технического применения
Изобретение относится к осевому газотурбинному двигателю, оснащенному трансмиссией. Точнее, изобретение относится к турбореактивному двигателю, содержащему вентилятор, компрессор и планетарный механизм.
Известный уровень техники
С целью регулирования скорости вращения вентилятора турбореактивный двигатель снабжают планетарным механизмом. Он позволяет разъединить ротор компрессора низкого давления и вентилятор, что исключает технологические ограничения. Скорость вращения вентилятора уменьшается относительно скорости ротора компрессора, что является преимущественным для газотурбинных двигателей с высокой степенью разбавления, сочетающих большой вентилятор и компрессор с уменьшенным диаметром. Эта технология становится полезной для высокоскоростных компрессоров, скорость вращения которых больше 10000 оборотов/мин или даже 15000 оборотов/мин.
Наличие планетарной понижающей передачи также позволяет делать некоторые из лопаток ротора противоположно вращающимися, т.е. вращающимися в противоположных направлениях. Это позволяет повышать степень сжатия компрессора.
Документ США №2010/0326050 A1 раскрывает осевой газотурбинный двигатель, содержащий сверху вниз по потоку вентилятор, компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбины, соединенные с этими компрессорами и вентилятором. Планетарная понижающая передача соединяет вентилятор с внутренним ротором компрессора низкого давления, причем эти узлы вращаются в противоположных направлениях с разными скоростями по причине передаточного числа. Однако такой газотурбинный двигатель является чрезвычайно сложным. Он содержит большое количество стыковок в движении одна относительно другой, что требует такого же количества уплотнительных соединений или подшипников для ограничения износа. Такая схема расположения является массивной и громоздкой, и точность производства становится затруднительной. Эта конфигурация требует добавления подшипников или роликовых подшипников между некоторыми подвижными частями.
Краткое описание изобретения
Техническая проблема
Целью изобретения является решение по меньшей мере одной из проблем, поставленных известным уровнем техники. Целью изобретения также является усовершенствование коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя с вентилятором, соединенным с компрессором посредством планетарной понижающей передачи. Точнее, целью изобретения является оптимизация степени сжатия и компактности компрессора.
Техническое решение
Целью изобретения также является осевой газотурбинный двигатель, такой, как турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор, оснащенный ротором с по меньшей мере двумя кольцевыми рядами лопаток ротора, из которых два ряда являются противоположно вращающимися, планетарную понижающую передачу, соединяющую вентилятор с ротором компрессора и соединяющую противоположно вращающиеся ряды, различающиеся тем, что он также содержит кольцевой ряд лопаток статора, расположенный между двумя рядами лопаток ротора так, чтобы спрямлять поток между двумя рядами лопаток ротора.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный ряд лопаток статора расположен ниже по потоку относительно двух противоположно вращающихся рядов лопаток ротора, которые могут представлять собой два последовательных ряда.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанная планетарная понижающая передача содержит наружную планетарную шестерню, внутреннюю планетарную шестерню и сателлитное водило, закрепленное на статоре газотурбинного двигателя, при этом один из двух указанных противоположно вращающихся рядов является закрепленным на наружной планетарной шестерне, а второй ряд из двух указанных противоположно вращающихся рядов закреплен на внутренней планетарной шестерне.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, каждая лопатка ротора соединена с ротором посредством ее внутреннего конца, при этом указанный ряд лопаток статора может представлять собой первый ряд, при этом указанный компрессор также содержит второй ряд лопаток статора, причем эти противоположно вращающиеся ряды лопаток расположены между первым рядом статора и вторым рядом статора.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанная планетарная понижающая передача содержит сателлитное водило с частью выше по потоку, закрепленной на статоре газотурбинного двигателя, при этом планетарная понижающая передача предпочтительно располагается внутри лопаток ротора компрессора.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, тот из двух рядов противоположно вращающихся лопаток ротора, который находится выше по потоку, содержит лопатки, имеющие в радиальном направлении больший размер, чем в ряду ниже по потоку.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанная планетарная понижающая передача выполнена так, что ряд лопаток ротора, наиболее удаленный вверх по потоку компрессора, представляет собой ряд, вращающийся медленнее.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, противоположно вращающийся ряд, расположенный в осевом направлении ближе всего к вентилятору, вращается с промежуточной скоростью относительно скорости вращения вентилятора и второго из противоположно вращающихся рядов.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный ротор содержит лопаточный диск и лопаточный барабан, причем этот диск несет один ряд лопаток, а указанный барабан несет по меньшей мере два ряда лопаток, при этом и диск и барабан несет противоположно вращающиеся ряды лопаток, при этом указанный диск предпочтительно расположен выше по потоку относительно указанного барабана.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанные два ряда лопаток ротора, между которыми расположен указанный кольцевой ряд лопаток статора, представляют собой по меньшей мере два ряда лопаток, поддерживающиеся указанным барабаном.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный компрессор содержит несколько рядов лопаток, из которых верхний по потоку ряд и нижний по потоку ряд на своих концах являются рядами лопаток статора, при этом указанный компрессор может представлять собой компрессор низкого давления.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный компрессор содержит по меньшей мере три ряда лопаток ротора, из которых по меньшей мере два ряда скреплены друг с другом.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный газотурбинный двигатель содержит фиксирующий корпус для вентилятора с по меньшей мере одним, предпочтительно с по меньшей мере двумя рядами кронштейнов корпуса, проходящих через внутренний контур этого газотурбинного двигателя, при этом указанный компрессор расположен ниже по потоку относительно одного из рядов кронштейнов корпуса или между двумя рядами кронштейнов корпуса.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанная планетарная понижающая передача содержит наружную планетарную шестерню, на которой закреплен один из двух противоположно вращающихся рядов, и внутреннюю планетарную шестерню, на которой закреплен второй из двух противоположно вращающихся рядов и, в некоторых случаях, закреплен вентилятор.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанная планетарная понижающая передача представляет собой первую понижающую передачу с первой наружной планетарной шестерней, при этом указанный газотурбинный двигатель также содержит вторую планетарную понижающую передачу со второй наружной планетарной шестерней; при этом указанный вентилятор закреплен на второй наружной планетарной шестерне, при этом указанный один из двух противоположно вращающихся рядов лопаток закреплен на первой наружной планетарной шестерне.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, каждая из указанных планетарных понижающих передач содержит внутреннюю планетарную шестерню и сателлитное водило, причем эти сателлитные водила закреплены на статоре газотурбинного двигателя, а эти внутренние планетарные шестерни соединены или скреплены одна с другой.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный газотурбинный двигатель содержит понижающую передачу между вентилятором и планетарной понижающей передачей (передачами) газотурбинного двигателя, причем эта понижающая передача выполнена так, чтобы понижать скорость вращения вентилятора относительно ротора компрессора.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанные кронштейны корпуса являются более длинными в направлении потока, а не высокими при расположении перпендикулярно потоку.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный газотурбинный двигатель содержит уплотнения на радиальном уровне внутренних концов лопаток ротора.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, каждый ряд лопаток компрессора содержит более двадцати лопаток, предпочтительно более пятидесяти лопаток, более предпочтительно более ста лопаток.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, каждая лопатка компрессора содержит изогнутую внутрь поверхность.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, каждая или по меньшей мере одна планетарная понижающая передача содержит две внутренние планетарные шестерни или две наружные планетарные шестерни.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере три планетарных механизма в каскаде, как, например по меньшей мере три планетарные понижающие передачи.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный компрессор содержит по меньшей мере шесть рядов лопаток, по меньшей мере три из которых представляют собой ряды лопаток статора, и по меньшей мере три представляют собой ряды лопаток ротора.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанные два противоположно вращающихся ряда и указанные два ряда лопаток статора образуют последовательность из четырех последовательных рядов.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, указанный газотурбинный двигатель содержит турбину, приводящую в движение компрессор посредством передаточного вала.
В соответствии с одним из преимущественных вариантов осуществления изобретения, каждый элемент указанной планетарной понижающей передачи имеет ось вращения, неподвижную относительно статора газотурбинного двигателя.
Обеспечиваемые преимущества
Изобретение позволяет ограничить турбулентность в компрессоре с противоположно вращающимися рядами лопаток, что повышает коэффициент полезного действия. Эта гибридная конструкция остается простой, поскольку изобретение извлекает пользу из присутствия наружной планетарной шестерни понижающей передачи для прикрепления к ней лопаток ротора. Поэтому этот ряд лопаток вращается медленнее, чем находящиеся вниз по потоку ряды, и это улучшает постепенность сжатия потока.
Предлагаемая компоновка является простой, и количество подшипников и уплотнительных соединений является ограниченным. Эта конфигурация образует смешанный компрессор как с противоположно вращающимися рядами лопаток, так и с рядами лопаток статора, что позволяет исключить один ряд лопаток статора. Настоящее решение оптимизирует компактность, массу, а также надежность. Компрессор является более коротким, и внутреннее сопротивление газотурбинного двигателя является пониженным.
Краткое описание графических материалов
На фиг. 1 показан осевой газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением.
На фиг. 2 изображена часть выше по потоку осевого газотурбинного двигателя в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения.
На фиг. 3 проиллюстрирована часть выше по потоку осевого газотурбинного двигателя в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения.
Описание вариантов осуществления
Ниже в описании выражения «внутренняя часть», или «внутренний», и «внешняя часть», или «наружный» относятся к положению относительно оси вращения осевого газотурбинного двигателя.
На фиг. 1 упрощенным образом показан осевой газотурбинный двигатель. Здесь он представляет собой двухконтурный турбореактивный двигатель, но также может представлять собой турбовинтовой двигатель. Турбореактивный двигатель 2 содержит первый уровень сжатия, называемый компрессором 4 низкого давления, второй уровень сжатия, называемый компрессором 6 высокого давления, камеру 8 сгорания и один или несколько уровней турбин 10. В ходе работы механическая энергия турбины 10, передаваемая посредством центрального вала ротору 12, посредством по меньшей мере одного передаточного вала приводит в движение два компрессора 4 и 6. Трансмиссия может повышать или понижать скорость вращения компрессоров относительно турбины. В качестве альтернативы, каждая из разных ступеней турбин также может быть соединена со ступенями компрессора посредством соосных валов, в некоторых случаях, посредством трансмиссии 11. Компрессоры содержат несколько рядов лопаток ротора, соединенных с рядами лопаток статора. Вращение ротора вокруг его оси 14 вращения, таким образом, позволяет создавать и постепенно сжимать поток воздуха вплоть до воздухозаборника камеры 8 сгорания.
Впускной нагнетатель воздуха, обычно обозначаемый как вентилятор 16, соединен с ротором 12 и генерирует воздушный поток, который разделяется на поток 18 внутреннего контура, проходящий через различные вышеупомянутые уровни газотурбинного двигателя, и поток 20 наружного контура, проходящий через кольцевой трубопровод (показан частично) вдоль установки, чтобы затем повторно объединиться с потоком 18 внутреннего контура, выходящим из турбины. Благодаря своему ускорению, главным образом, посредством вентилятора, поток 20 наружного контура генерирует реактивную тягу. Поток 18 внутреннего контура и поток 20 наружного контура представляют собой кольцевые потоки, и они направляются корпусом двигателя.
На фиг. 2 представлен вид в поперечном разрезе части выше по потоку осевого газотурбинного двигателя 2, показанного на фиг. 1. Показаны компрессор 4 низкого давления, вентилятор 16 и трансмиссия 11. Ротор 12 содержит несколько кольцевых рядов лопаток (22; 24; 26) ротора, в данном случае три ряда.
Компрессор 4 низкого давления содержит несколько спрямителей, в данном случае три, каждый из которых содержит кольцевой ряд лопаток (28; 30; 32) статора. Спрямители закреплены на статоре 36 газотурбинного двигателя 2, они соединены с вентилятором 16 или с рядами лопаток (22; 24; 26) ротора для спрямления воздушного потока так, чтобы преобразовывать скорость этого потока в давление. Лопатки (28; 30; 32) статора проходят, по существу, радиально от наружного корпуса и могут быть закреплены на нем посредством вала или приварены; также они могут быть закреплены на внутренних бандажах. Они являются более высокими в радиальном направлении, чем длинными в осевом направлении, эти геометрические размеры оценивают в направлении потока 18 внутреннего контура.
Каждая лопатка содержит комплект несимметричных профилей. Каждый из них содержит переднюю поверхность и заднюю поверхность, являющуюся более обширной, чем передняя поверхность. Каждая из лопаток (28; 30; 32) статора содержит входную кромку и выходную кромку, которая является менее наклонной относительно потока, чем входная кромка. Лопатки (22; 24; 26) ротора имеют противоположную схему расположения. Таким образом, каждая лопатка (28; 30; 32) статора спрямляет поток, преобразовывая окружную составляющую потока в осевую составляющую. Лопатки (22; 24; 26) ротора закреплены посредством своих внутренних концов, а их наружные концы являются свободными и могут соответствовать внутренней поверхности стенки корпуса компрессора. C наружными концами лопаток могут взаимодействовать такие динамические соединения, как истираемые слои.
Статор 36 газотурбинного двигателя 2 содержит фиксирующий корпус 37 вентилятора с кронштейнами 38 корпуса, расположенными выше по потоку относительно компрессора 4 низкого давления. Корпус 37 позволяет соединять вентилятор 36 с гондолой. Газотурбинный двигатель 2 также содержит кронштейны 40 наружного корпуса, расположенные ниже по потоку относительно компрессора 4 низкого давления. Каждый набор кронштейнов (38; 40) образует кольцевой ряд, и каждый кронштейн проходит через поток 18 внутреннего контура. Кронштейны (38; 40) являются, по существу, вытянутыми в осевом направлении и по меньшей мере в два раза длиннее, предпочтительно по меньшей мере в четыре раза длиннее лопаток (28; 30; 32) статора.
Компрессор 4 может содержать, сверху вниз по потоку, верхний по потоку ряд лопаток 28 статора, два последовательных ряда лопаток (22; 24) ротора, ряд лопаток 30 статора, ряд лопаток 26 ротора, а затем нижний по потоку ряд лопаток 32 статора. Следует отметить, что эти четыре ряда (24; 30; 26; 32) лопаток образуют чередующуюся структуру размещения лопаток ротора/статора, однако эта структура, возможно, распространяется на пять, шесть, семь, восемь или большее количество рядов лопаток. Также, два последовательных ряда (22; 24) лопаток ротора и/или два ряда (22; 24) лопаток ротора, самые дальние вверх по потоку, являются противоположно вращающимися, и вращаются в противоположных направлениях. Первый ряд лопаток 22 ротора или верхний по потоку ряд 22 расположен на диске 42. Второй ряд 24 и третий ряд 26 лопаток ротора соединены друг с другом посредством барабана 44 в общем с трубчатой частью. Таким образом, эти два ряда (24; 26) скреплены друг с другом и перемещаются посредством одного и того же вращательного движения.
Трансмиссия 11 может содержать по меньшей мере один планетарный механизм 46, такой как планетарная понижающая передача 46. Она может содержать по меньшей мере два, по меньшей мере три или большее количество планетарных механизмов в каскаде. Планетарный механизм или планетарная понижающая передача хорошо известна специалистам в данной области. В общем, он содержит внутреннюю планетарную шестерню 48, наружную планетарную шестерню 50, одну или несколько сателлитов 52, входящих в зацепление с планетарными шестернями (48; 50), сателлитное водило 54, позволяющее каждому сателлиту 52 соединяться с передаточным валом 56 или со статором 36 газотурбинного двигателя 2. Планетарные шестерни (48; 50) являются соосными, одна из них может быть соединена со статором 36, или обе они могут быть вращающимися и соединенными с передаточными валами.
В данном случае, вентилятор 16 и нижняя по потоку часть ротора 12 компрессора 4 закреплены на внутренней планетарной шестерне 48. Таким образом, они вращаются в одном направлении и с одинаковой скоростью. Сателлитное водило 54 закреплено на статоре 36. Точнее, оно содержит валы на которых с возможностью вращения установлены сателлиты; при этом верхние по потоку концы указанных валов закреплены на фиксирующем корпусе 37 газотурбинного двигателя 2. Верхний по потоку ряд лопаток 22 ротора компрессора 4 соединен с наружной планетарной шестерней 50. Он вращается в противоположном направлении и с меньшей скоростью, чем ряды (24; 26) лопаток ротора компрессора, расположенные ниже по потоку. Наружная планетарная шестерня 50 установлена с возможностью вращения на передаточном вале 56, на котором закреплена внутренняя планетарная шестерня 48, они соединены одна с другой посредством таких поворотных соединений, как подшипники.
Необязательно, трансмиссия может содержать понижающую передачу 58 между вентилятором 16 и планетарной понижающей передачей 46, например соединенной с внутренней планетарной шестерней 48. Это понижение может быть выполнено зубчатыми передачами, и/или вентилятор может быть эксцентричен относительно оси 14 вращения. Так можно понижать скорость вращения вентилятора 16 относительно ряда 22 лопаток ротора компрессора 4 выше по потоку. Таким образом, ряд 22 лопаток ротора выше по потоку имеет промежуточную скорость вращения относительно ряда 24 лопаток ротора, расположенного ниже по потоку, а также относительно вентилятора 16.
На фиг. 3 показана верхняя по потоку часть газотурбинного двигателя 102 в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения. В этой фиг. 3 повторяется нумерация предыдущих фигур для одинаковых или сходных элементов, однако при этом, к номерам прибавлено 100. Для элементов, характеризующих данный вариант осуществления, используются отдельные номера.
Фиг. 3 подобна фиг. 2 и, по существу, отличается только трансмиссией 111. Трансмиссия 111 содержит по меньшей мере два планетарных механизма (146; 160), такие как планетарные понижающие передачи (146; 160), одну нижнюю по потоку 146, и одну верхнюю по потоку 160, или, соответственно, первую 146 и вторую 160. Каждая понижающая передача содержит внутреннюю планетарную шестерню (148; 162), сателлитное водило (154; 164) с сателлитами (152; 166) и наружную планетарную шестерню (150; 168), приводимую в движение внутренней планетарной шестерней (148; 162) посредством сателлитов (152; 166). Сателлитные водила (154; 164) закреплены на фиксирующем корпусе 137 и поэтому являются прочно прикрепленными. Аналогично, внутренние планетарные шестерни (148; 162) могут быть скреплены одна с другой. Однако наружные планетарные шестерни (150; 168) являются разъединенными. Наружная планетарная шестерня 168 верхней по потоку понижающей передачи 160 закреплена на вентиляторе 116, а нижняя по потоку понижающая передача 146 закреплена на верхнем по потоку ряду лопаток 122 ротора. Часть ротора со вторым и третьим рядами лопаток ротора закреплена на передаточном вале 156, приводимом в движение турбиной.
Благодаря такому расположению первый ряд 122 лопаток ротора или верхний по потоку ряд лопаток 122 ротора вращается в направлении, противоположном направлению вращения второго ряда 124 и третьего ряда 126 лопаток ротора. Он вращается в том же направлении, что и вентилятор 116. В уменьшающемся в осевом направлении пространстве достигается усиление сжатия. Кроме того, скорость вращения первого ряда 122 лопаток ротора посредством диска 142 является промежуточной скоростью между скоростью вращения вентилятора и скоростью вращения второго ряда 124 и третьего ряда 126. Этот эффект предполагает преимущество выполнения понижения скорости вращения вентилятора и постепенного повышения скорости вращения вниз по потоку с целью более постепенного сжатия потока 118 внутреннего контура.
Планетарные понижающие передачи (146; 160) обладают разными передаточными числами, предпочтительно верхняя по потоку понижающая передача 160 имеет понижающее число больше такового для нижней по потоку понижающей передачи 146. Геометрические размеры можно выполнить так, чтобы их можно было объединить в единое целое внутри компрессора, в частности, чтобы расположить их внутри барабана 144 ротора 112 компрессора 104.
Настоящая фигура показывает понижающий зубчатый механизм с двумя планетарными передачами, однако можно предусмотреть и большее их количество; подобным образом можно соединить одно из сателлитных водил с внутренней или наружной планетарной шестерней. Каждый сателлит из одной из понижающих передач может быть закреплен на сателлите другой понижающей передачи, при этом единственная внутренняя планетарная шестерня приводит в движение сателлиты и, таким образом, наружные планетарные шестерни с разными скоростями вращения.

Claims (16)

1. Осевой газотурбинный двигатель (2; 102), такой как турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор (16; 116), компрессор (4; 6; 104), оснащенный ротором (12; 112) с по меньшей мере тремя кольцевыми рядами лопаток (22; 24; 26; 122; 124; 126) ротора, два ряда из которых являются противоположно вращающимися рядами (22; 24; 122; 124), планетарную понижающую передачу (46; 146; 160), соединяющую указанный вентилятор с указанным ротором компрессора и соединяющую указанные противоположно вращающиеся ряды (22; 24; 122; 124), отличающийся тем, что он также содержит кольцевой ряд лопаток (30; 130) статора, расположенный между двумя рядами лопаток (24; 26; 124; 126) ротора, вращающихся в одном направлении, так, чтобы спрямлять поток между указанными двумя рядами лопаток (24; 26; 124; 126) ротора, при этом каждая лопатка (22; 24; 26; 122; 124; 126) ротора соединена с ротором посредством ее внутреннего конца.
2. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный ряд лопаток (30; 130) статора расположен ниже по потоку относительно указанных двух противоположно вращающихся рядов лопаток (24; 26; 124; 126) ротора.
3. Газотурбинный двигатель (2; 102) по одному из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (46; 146; 160) содержит наружную планетарную шестерню (50; 150; 168), внутреннюю планетарную шестерню (48; 148; 162) и сателлитное водило (54; 154; 164), закрепленные на статоре (36; 136) газотурбинного двигателя, при этом один из указанных двух противоположно вращающихся рядов (22, 122) закреплен на указанной наружной планетарной шестерне (50; 150), а второй из двух противоположно вращающихся рядов (24; 124) закреплен на указанной внутренней планетарной шестерне (48; 148).
4. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный ряд лопаток (30; 130) статора может представлять собой первый ряд, при этом указанный компрессор (4; 6; 104) также содержит второй ряд лопаток (28; 128) статора, при этом указанные противоположно вращающиеся ряды лопаток (22; 24; 122; 124) расположены между указанными первым рядом статора и вторым рядом статора.
5. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (46; 146; 160) содержит сателлитное водило (54; 154) с верхней по потоку частью, закрепленной на статоре (36; 136) газотурбинного двигателя (2; 102).
6. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что ряды из указанных двух противоположно вращающихся рядов лопаток (22; 24; 122; 124), которые расположены выше по потоку, содержат лопатки (22; 122), имеющие больший радиальный размер, чем у ряда лопаток (24; 124), расположенных ниже по потоку.
7. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (46; 146; 160) выполнена так, что ряд лопаток (22; 122) ротора, самый дальний выше по потоку относительно компрессора (4; 104), является рядом, который вращается более медленно.
8. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный противоположно вращающийся ряд (22; 122), расположенный ближе всех к вентилятору (16; 116) в осевом направлении, вращается с промежуточной скоростью относительно скоростей вращения вентилятора (16; 116) и указанного второго из противоположно вращающихся рядов (24; 124).
9. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный ротор (12; 112) содержит лопастный диск (42; 142) и лопастный барабан (44; 144), причем этот диск (42; 142) несет один ряд лопаток (22; 122), а барабан несет по меньшей мере два ряда лопаток (24; 26; 124; 126), вращающихся в одном направлении, при этом и диск (42; 142), и барабан (44; 144) несут один из указанных противоположно вращающихся рядов лопаток (22; 24; 122; 124).
10. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 9, отличающийся тем, что указанные два ряда лопаток (24; 26; 124; 126) ротора, между которыми расположен кольцевой ряд лопаток (30; 130) статора, представляют собой указанные по меньшей мере два ряда лопаток, которые несет указанный барабан (44; 144).
11. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что указанный компрессор (4; 104) содержит несколько рядов лопаток, из которых верхний по потоку ряд (28; 128) и нижний по потоку ряд (32; 132) на своих концах представляют собой ряды лопаток статора, при этом этот компрессор представляет собой компрессор низкого давления.
12. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что по меньшей мере два ряда лопаток (24; 26; 124; 126) ротора скреплены друг с другом.
13. Газотурбинный двигатель (2; 102) по п. 1, отличающийся тем, что он содержит фиксирующий корпус (37; 137) для вентилятора по меньшей мере с одним рядом кронштейнов (38; 40) корпуса, проходящих через поток (18; 118) внутреннего контура газотурбинного двигателя (2; 102), при этом указанный компрессор расположен ниже по потоку относительно одного из указанных рядов кронштейнов корпуса или между двумя рядами кронштейнов корпуса.
14. Газотурбинный двигатель (2) по п. 1, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (46) содержит наружную планетарную шестерню (50), на которой закреплен по меньшей мере один из указанных противоположно вращающихся рядов (22), и внутреннюю планетарную шестерню (48), на которой закреплены другой из двух указанных противоположно вращающихся рядов и указанный вентилятор (16).
15. Газотурбинный двигатель (102) по п. 1, отличающийся тем, что указанная планетарная понижающая передача (146) представляет собой первую понижающую передачу с первой наружной планетарной шестерней (150), причем газотурбинный двигатель также содержит вторую планетарную понижающую передачу (160) со второй наружной планетарной шестерней (168); при этом указанный вентилятор (116) закреплен на указанной второй наружной планетарной шестерне (168), и один из указанных противоположно вращающихся рядов (122) закреплен на указанной первой наружной планетарной шестерне (150).
16. Газотурбинный двигатель (102) по п. 15, отличающийся тем, что каждая из указанных планетарных понижающих передач (146; 160) содержит внутреннюю планетарную шестерню (148; 162) и сателлитное водило (154; 164), причем эти сателлитные водила закреплены на указанном статоре (137) газотурбинного двигателя (102), а внутренние планетарные шестерни (148; 162) соединены или скреплены одна с другой.
RU2015140939A 2014-10-09 2015-09-28 Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения RU2703888C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BE2014/0740 2014-10-09
BE2014/0740A BE1024024B1 (fr) 2014-10-09 2014-10-09 Compresseur de turbomachine axiale avec rotor contrarotatif

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2015140939A RU2015140939A (ru) 2017-04-03
RU2015140939A3 RU2015140939A3 (ru) 2019-01-29
RU2703888C2 true RU2703888C2 (ru) 2019-10-22

Family

ID=52449876

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015140939A RU2703888C2 (ru) 2014-10-09 2015-09-28 Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10502143B2 (ru)
EP (1) EP3006713B1 (ru)
CN (1) CN105508050B (ru)
BE (1) BE1024024B1 (ru)
CA (1) CA2904069A1 (ru)
RU (1) RU2703888C2 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10544734B2 (en) 2017-01-23 2020-01-28 General Electric Company Three spool gas turbine engine with interdigitated turbine section
US10539020B2 (en) 2017-01-23 2020-01-21 General Electric Company Two spool gas turbine engine with interdigitated turbine section
US10655537B2 (en) 2017-01-23 2020-05-19 General Electric Company Interdigitated counter rotating turbine system and method of operation
US10544793B2 (en) 2017-01-25 2020-01-28 General Electric Company Thermal isolation structure for rotating turbine frame
US10823114B2 (en) 2017-02-08 2020-11-03 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10465606B2 (en) 2017-02-08 2019-11-05 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10801442B2 (en) 2017-02-08 2020-10-13 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly
US10876407B2 (en) 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
US10294821B2 (en) 2017-04-12 2019-05-21 General Electric Company Interturbine frame for gas turbine engine
FR3065994B1 (fr) * 2017-05-02 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression
US10718265B2 (en) 2017-05-25 2020-07-21 General Electric Company Interdigitated turbine engine air bearing and method of operation
US10669893B2 (en) 2017-05-25 2020-06-02 General Electric Company Air bearing and thermal management nozzle arrangement for interdigitated turbine engine
US10605168B2 (en) 2017-05-25 2020-03-31 General Electric Company Interdigitated turbine engine air bearing cooling structure and method of thermal management
US10787931B2 (en) 2017-05-25 2020-09-29 General Electric Company Method and structure of interdigitated turbine engine thermal management
US10823000B2 (en) 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10823001B2 (en) 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US11098592B2 (en) 2017-09-20 2021-08-24 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10781717B2 (en) 2017-09-20 2020-09-22 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10738617B2 (en) 2017-09-20 2020-08-11 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
BE1026278B1 (fr) * 2018-05-15 2019-12-16 Safran Aero Boosters Sa Architecture de turbomachine a triple compresseur
GB201808346D0 (en) * 2018-05-22 2018-07-11 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
BE1026455B1 (fr) * 2018-07-09 2020-02-03 Safran Aero Boosters Sa Compresseur de turbomachine
GB201813086D0 (en) * 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
CN109083849B (zh) * 2018-08-14 2020-06-09 成都市弘盛科技有限公司 一种轴流压气机
WO2020058652A1 (fr) 2018-09-21 2020-03-26 Safran Aircraft Engines Turboréacteur comprenant un dispositif d'apport de puissance
FR3086348B1 (fr) * 2018-09-21 2020-12-04 Safran Aircraft Engines Turboreacteur a reducteur
FR3087822B1 (fr) * 2018-10-26 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Turbomachine a machine electrique comportant un anneau de rotor accole a la soufflante
FR3087841B1 (fr) * 2018-10-26 2020-10-23 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aeronef equipee d'une machine electrique
US11015533B2 (en) 2018-12-17 2021-05-25 Raytheon Technologies Corporation Fan and low pressure compressor geared to low speed spool of gas turbine engine
CN112449669A (zh) * 2019-06-28 2021-03-05 开利公司 具有反向旋转扩散器的混流压缩机
RU2727532C1 (ru) * 2019-11-29 2020-07-22 Владимир Дмитриевич Куликов Турбореактивный двигатель
CN114151206B (zh) * 2020-09-07 2023-11-14 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种风扇驱动结构及其装配方法
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
CN113503264A (zh) * 2021-07-22 2021-10-15 浙江华擎航空发动机科技有限公司 一种采用组合轴系结构的多级压气机

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3673802A (en) * 1970-06-18 1972-07-04 Gen Electric Fan engine with counter rotating geared core booster
RU2302545C2 (ru) * 2002-03-01 2007-07-10 Дженерал Электрик Компани Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления
US20080120839A1 (en) * 2006-11-29 2008-05-29 Jan Christopher Schilling Turbofan engine assembly and method of assembling same
EP2270315A2 (en) * 2009-06-30 2011-01-05 General Electric Company Aircraft gas turbine engine counter-rotatable generator
RU2010152140A (ru) * 2010-12-20 2012-06-27 Павел Сергеевич Полубояринов (RU) Компрессорно-турбинный авиационный двигатель

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3688505A (en) * 1969-10-13 1972-09-05 Gen Motors Corp Ducted fan engine
US3861140A (en) * 1972-07-05 1975-01-21 Gen Electric Turbofan engine mixer
US3903690A (en) * 1973-02-12 1975-09-09 Gen Electric Turbofan engine lubrication means
US3861139A (en) * 1973-02-12 1975-01-21 Gen Electric Turbofan engine having counterrotating compressor and turbine elements and unique fan disposition
US4329114A (en) * 1979-07-25 1982-05-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active clearance control system for a turbomachine
GB2117450B (en) * 1981-03-20 1984-06-27 Rolls Royce Casing support for a gas turbine engine
FR2506840A1 (fr) * 1981-05-29 1982-12-03 Onera (Off Nat Aerospatiale) Turboreacteur a roues contra-rotatives
GB2195712B (en) * 1986-10-08 1990-08-29 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
GB8630754D0 (en) * 1986-12-23 1987-02-04 Rolls Royce Plc Turbofan gas turbine engine
US4969325A (en) * 1989-01-03 1990-11-13 General Electric Company Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine
US6158210A (en) * 1998-12-03 2000-12-12 General Electric Company Gear driven booster
FR2866074B1 (fr) * 2004-02-11 2006-04-28 Snecma Moteurs Architecture d'un turboreacteur ayant une double soufflante a l'avant
US7966806B2 (en) * 2006-10-31 2011-06-28 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US8590286B2 (en) * 2007-12-05 2013-11-26 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving tip fans
US9534608B2 (en) * 2012-02-17 2017-01-03 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. Multi-stage axial compressor with counter-rotation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3673802A (en) * 1970-06-18 1972-07-04 Gen Electric Fan engine with counter rotating geared core booster
RU2302545C2 (ru) * 2002-03-01 2007-07-10 Дженерал Электрик Компани Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления
US20080120839A1 (en) * 2006-11-29 2008-05-29 Jan Christopher Schilling Turbofan engine assembly and method of assembling same
EP2270315A2 (en) * 2009-06-30 2011-01-05 General Electric Company Aircraft gas turbine engine counter-rotatable generator
RU2010152140A (ru) * 2010-12-20 2012-06-27 Павел Сергеевич Полубояринов (RU) Компрессорно-турбинный авиационный двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
US10502143B2 (en) 2019-12-10
BE1024024B1 (fr) 2017-10-30
RU2015140939A3 (ru) 2019-01-29
CA2904069A1 (en) 2016-04-09
RU2015140939A (ru) 2017-04-03
CN105508050B (zh) 2019-06-18
EP3006713A1 (fr) 2016-04-13
EP3006713B1 (fr) 2018-10-31
CN105508050A (zh) 2016-04-20
US20160102607A1 (en) 2016-04-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2703888C2 (ru) Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения
US11635043B2 (en) Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
EP3101258B1 (en) Geared architecture for a gas turbine engine and a corresponding method
RU2631956C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
US10508546B2 (en) Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
CA2845618C (en) Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
RU2633218C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
US10590854B2 (en) Geared gas turbine engine
JP2018184964A (ja) ガスタービンエンジンの性能改善方法
JP2017096269A (ja) ガスタービンエンジンファン
JP2015163793A (ja) ガスタービンエンジンの性能向上方法
US11098592B2 (en) Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
WO2013172902A1 (en) Geared turbofan architecture for improved thrust density
US20230235715A1 (en) Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
CN111664226A (zh) 用于涡轮机的换向齿轮组件
CN115596556A (zh) 燃气涡轮发动机