КОМПОНОВКА РЕДУКТОРНОГО ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
GEAR FAN-TYPE GAS-TURBINE MOTOR ARRANGEMENT

Перекрестная ссылка на родственную заявку
[0001] Настоящая заявка является частичным продолжением заявки США №13/363154, поданной 31 января 2012 г. и испрашивает приоритет в соответствии с предварительной заявкой США №61/653780, поданной 31 мая 2012 г.
Уровень техники
[0002] Газотурбинный двигатель, как правило, содержит вентиляторную секцию, компрессорную секцию, секцию камеры сгорания и турбинную секцию. Воздух, поступающий в компрессорную секцию, сжимают и подают в секцию камеры сгорания, где происходит его смешивание с топливом и воспламенение для образования высокоскоростного потока газов сгорания. Высокоскоростной поток газов сгорания проходит через турбинную секцию, приводя в действие компрессор и вентиляторную секцию. Компрессорная секция обычно содержит компрессоры низкого и высокого давления, а турбинная секция содержит турбины низкого и высокого давления.
[0003] Турбина высокого давления приводит в действие компрессор высокого давления при помощи внешнего вала, причем вместе они составляют каскад высокого давления, а турбина низкого давления приводит в действие компрессор низкого давления при помощи внутреннего вала, причем вместе они составляют каскад низкого давления. Внутренний вал также может приводить в действие вентиляторную секцию. Безредукторный газотурбинный двигатель содержит вентиляторную секцию, приводимую в действие внутренним валом, причем компрессор низкого давления, турбина низкого давления и вентиляторная секция имеют одни и те же скорость и направление вращения.
[0004] Для приведения в действие вентиляторной секции могут быть использовано устройство изменения скорости, например, планетарный редуктор, обеспечивающий вращение вентиляторной секции со скоростью, отличной от скорости вращения турбинной секции, с целью увеличения суммарного тягового КПД двигателя. В двигателях такой конструкции вал, приводимый во вращение одной из турбинных секций, приводит в действие планетарный редуктор, который вращает вентиляторную секцию со скоростью, отличной от скорости вращения турбинной секции, что обеспечивает возможность вращения турбинной секции и вентиляторной секции со скоростями, более близкими к оптимальным.
[0005] В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель, известный из англоязычного документа: «Pratt and Whitney PW8000", Jane's Aero-Engines (JAENG), №7, 1 марта 2000, стр. 510-512, XP 008174951, ISSN: 1748-2534». Хотя редукторные конструкции имеют более высокий тяговый КПД, производители турбинных двигателей по-прежнему испытывают потребность в повышении эксплуатационных характеристик двигателей, в том числе термического КПД, КПД передачи и тягового КПД. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей, в том числе в повышении термического КПД, КПД передачи и тягового КПД.
Сущность изобретения
[0006] Газотурбинный двигатель в соответствии с приведенным для примера вариантом осуществления изобретения, среди прочих возможных элементов, содержит компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания. Турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину. Турбина привода вентилятора содержит множество роторов турбины. Вентилятор имеет множество лопаток, которые могут вращаться вокруг оси, причем отношение числа лопаток вентилятора к числу роторов турбины привода вентилятора составляет от приблизительно 2,5 до приблизительно 8,5. Турбина привода вентилятора приводит в действие систему изменения скорости для обеспечения вращения вентилятора вокруг оси. Турбина привода вентилятора содержит первый задний ротор, прикрепленный к первому валу. Вторая турбина содержит второй задний ротор, прикрепленный ко второму валу. Аксиально позади первого соединения между первым задним ротором и первым валом расположен первый подшипниковый узел. Аксиально перед вторым соединением между вторым задним ротором и вторым валом расположен второй подшипниковый узел.
[0007] В другом варианте осуществления раскрытого выше двигателя первый подшипниковый узел и второй подшипниковый узел содержат роликовые подшипники.
[0008] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей компрессорная секция содержит первый компрессор, приводимый в движение турбиной привода вентилятора через первый вал. Вторая компрессорная секция приводится в движение второй турбиной через второй вал. Первый подшипник поддерживает заднюю часть первого вала. Второй подшипник поддерживает заднюю часть второго вала.
[0009] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей передняя часть каждого из первого и второго валов поддерживается упорным подшипниковым узлом.
[0010] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей турбина привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой выходной точке и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй выходной точке и вращается со второй скоростью, превышающей первую скорость. Первый характеризующий параметр представляет собой произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр представляет собой произведение квадрата второй скорости и второй площади. Характеризующее отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет приблизительно от 0,5 до 1,5.
[0011] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей характеризующее отношение больше или равно приблизительно 0,8.
[0012] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей первый характеризующий параметр больше или равен приблизительно 4.
[0013] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор и турбина привода вентилятора вращаются вокруг оси в первом направлении. Секция второй турбины вращается во втором направлении, противоположном первому направлению.
[0014] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор, секция турбины привода вентилятора и секция второй турбины вращаются вокруг оси в первом направлении.
[0015] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор и вторая турбинная секция вращаются вокруг оси в первом направлении. Турбина привода вентилятора вращается во втором направлении, противоположном первому направлению.
[0016] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор вращается вокруг оси в первом направлении. Турбина привода вентилятора и секция второй турбины вращаются во втором направлении, противоположном первому направлению.
[0017] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей система изменения скорости содержит редуктор с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,3.
[0018] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей вентилятор подает часть воздуха в наружный контур. Степень двухконтурности определяют как отношение части воздуха подаваемого в наружный контур, к количеству воздуха, подаваемого в компрессорную секцию, причем степень двухконтурности превышает приблизительно 6,0.
[0019] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей степень двухконтурности превышает приблизительно 10,0.
[0020] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей отношение давлений в вентиляторе меньше, чем приблизительно 1,5.
[0021] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей вентилятор имеет 26 или менее лопаток.
[0022] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей секция первой турбины имеет приблизительно от 3 до 6 ступеней.
[0023] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей отношение давлений в секции первой турбины превышает приблизительно 5:1.
3
3
[0024] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей удельная мощность больше, чем приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм, и меньше или равна приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм.
[0025] В соответствии с еще одним вариантом осуществления любого из раскрытых выше двигателей вторая турбина имеет по меньшей мере две ступени и работает при первом отношении давлений. Турбина привода вентилятора имеет более двух ступеней и работает при втором отношении давлений, которое меньше первого отношения давлений.
[0026] Хотя различные примеры осуществления проиллюстрированы с использованием конкретных компонентов, варианты осуществления настоящего изобретения не ограниченны именно представленными сочетаниями элементов. Некоторые компоненты или характеристики из одного из примеров осуществления могут быть использованы в сочетании с характеристиками или компонентами из другого примера.
[0027] Эти и другие признаки, раскрытые в настоящем изобретении, будут понятны из нижеприведенного описания и прилагаемых чертежей, кратко охарактеризованных ниже.
Краткое описание чертежей
[0028] На фиг. 1 схематически представлен пример осуществления газотурбинного двигателя.
[0029] На фиг. 2 представлена схема, иллюстрирующая относительное вращение различных секций в примере осуществления газотурбинного двигателя.
[0030] На фиг. 3 представлена другая схема, иллюстрирующая относительное вращение различных секций в примере осуществления газотурбинного двигателя.
[0031] На фиг. 4 представлена другая схема, иллюстрирующая относительное вращение различных секций в примере осуществления газотурбинного двигателя.
[0032] На фиг. 5 представлена другая схема, иллюстрирующая относительное вращение различных секций в примере осуществления газотурбинного двигателя.
[0033] На фиг. 6 представлена схема конфигурации подшипников, обеспечивающих вращение каскадов низкого и высокого давления в примере осуществления газотурбинного двигателя.
[0034] На фиг. 7 представлена другая схема конфигурации подшипников, обеспечивающих вращение каскадов низкого и высокого давления в примере осуществления газотурбинного двигателя.
[0035] На фиг. 8А представлена другая схема конфигурации подшипников, обеспечивающих вращение каскадов низкого и высокого давления в примере осуществления газотурбинного двигателя.
[0036] На фиг. 8В представлен пример осуществления конфигурации подшипников по фиг. 8А в увеличенном виде.
[0037] На фиг. 9 представлена другая схема конфигурации подшипников, обеспечивающих вращение каскадов низкого и высокого давления в примере осуществления газотурбинного двигателя.
[0038] На фиг. 10 схематически представлен пример осуществления компактной турбинной секции.
[0039] На фиг. 11 схематически представлены в разрезе ступени газотурбинного двигателя по одному из примеров осуществления изобретения.
[0040] На фиг. 12 схематически представлен пример осуществления ротора турбины в плоскости, перпендикулярной оси вращения.
Подробное раскрытие изобретения
[0041] Фиг. 1 схематически иллюстрирует пример осуществления газотурбинного двигателя 20, который содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. В альтернативных вариантах осуществления двигатель может содержать секцию форсажной камеры (не показана), а также другие системы и элементы. Вентиляторная секция 22 нагнетает воздушный поток В наружного контура, а компрессорная секция 24 засасывает воздушный поток С внутреннего контура, сжимая воздух и подавая его в секцию 26 камеры сгорания. В секции 26 камеры сгорания воздух смешивают с топливом и воспламеняют для формирования потока газов сгорания под высоким давлением, который выходит через турбинную секцию 28, в которой энергию, извлеченную из этого потока, используют для приведения в движение вентиляторной секции 22 и компрессорной секции 24.
[0042] Хотя описываемые не накладывающие ограничений варианты осуществления изобретения относятся к турбовентиляторному газотурбинному двигателю, следует понимать, что описываемые принципы не ограничены применением к системам с использованием турбовентиляторов и могут быть применены к турбинным двигателям других типов, например, к турбинному двигателю с трехкаскадной конструкцией, в котором предусмотрены три концентрических каскада, вращающихся вокруг общей оси, причем каскад низкого давления обеспечивает приведение в действие вентилятора турбиной низкого давления посредством редуктора, каскад промежуточного давления обеспечивает приведение в действие первого компрессора компрессорной секции турбиной промежуточного давления, а каскад высокого давления обеспечивает приведение в действие компрессора высокого давления компрессорной секции турбиной высокого давления.
[0043] Проиллюстрированный двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, установленные с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя с помощью нескольких систем 38 подшипников. Следует понимать, что могут быть предусмотрены другие или дополнительные различные системы 38 подшипников, установленные в различных местах.
[0044] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, соединяющий вентилятор 42 и секцию компрессора 44 низкого давления (или первый компрессор) с секцией турбины 46 низкого давления (или первой турбиной). Внутренний вал 40 приводит вентилятор 42 во вращение через устройство для изменения скорости, которое может представлять собой редуктор 48, чтобы обеспечить вращение вентилятора 42 со скоростью, которая меньшей скорости низкоскоростного каскада 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит внешний вал 50, соединяющий секцию компрессора 52 высокого давления (или второй компрессор) с секцией турбины 54 высокого давления (или второй турбиной). Внутренний вал 40 и внешний вал 50 установлены концентрично с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя посредством систем 38 подшипников.
[0045] Между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления расположена камера 56 сгорания. В соответствии с одним из примеров турбина 54 высокого давления содержит по меньшей мере две ступени, образуя двухступенчатую турбину 54 высокого давления. В другом примере турбина 54 высокого давления содержит всего одну ступень. В контексте настоящего описания компрессор или турбина «высокого давления» испытывают воздействие более высокого давления, чем соответствующие компрессор или турбина «низкого давления».
[0046] Представленная турбина 46 низкого давления имеет отношение давлений, которое больше, чем приблизительно 5. Отношение давлений представленной турбины 46 низкого давления определяют как отношение давления, измеренного перед входом турбины 46 низкого давления, к давлению, измеренному на выходе турбины 46 низкого давления, перед выпускным соплом.
[0047] Между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления обычно предусмотрена промежуточная силовая рама 58 неподвижной конструкции 36 двигателя. Промежуточная силовая рама 58 дополнительно поддерживает системы 38 подшипников турбинной секции 28, а также направляет воздушный поток, входящий в турбину низкого давления.
[0048] Воздушный поток С внутреннего контура сжимают при помощи компрессора 44 низкого давления, а затем - компрессора 52 высокого давления, смешивают с топливом и воспламеняют в камере 56 сгорания для формирования высокоскоростных газов сгорания, которые затем выходят через турбину 54 высокого давления и турбину 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 58 содержит направляющие лопатки 60, расположенные в канале течения воздушного потока внутреннего контура и действующие как входные направляющие лопатки турбины 46 низкого давления. Использование направляющих лопаток 60 промежуточной силовой рамы 58 в качестве входных направляющих лопаток турбины 46 низкого давления позволяет уменьшить длину турбины 46 низкого давления без увеличения аксиальной длины промежуточной силовой рамы 58. Уменьшение числа направляющих лопаток турбины 46 низкого давления или полное их устранение позволяет уменьшить аксиальную длину турбинной секции 28. Таким образом можно увеличить компактность газотурбинного двигателя 20 и повысить его удельную мощность.
[0049] Представленный газотурбинный двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В других примерах осуществления газотурбинный двигатель 20 имеет степень двухконтурности, превышающую приблизительно шесть (6), а в одном из вариантов осуществления - превышающую приблизительно десять (10). Типовой редуктор 48 может представлять собой, например, эпициклическую зубчатую передачу, такую как планетарную зубчатую передачу, звездную зубчатую передачу или зубчатую передачу другого известного типа с передаточным числом, превышающим приблизительно 2,3.
[0050] В одном из раскрытых вариантов осуществления газотурбинный двигатель 20 имеет степень двухконтурности, превышающую приблизительно десять (10:1), причем диаметр вентилятора значительно больше, чем внешний диаметр компрессора 44 низкого давления. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры соответствуют лишь одному из вариантов осуществления газотурбинного двигателя с редукторной конструкцией, а настоящее изобретение также применимо и к другим газотурбинным двигателям.
[0051] В связи с высокой степенью двухконтурности внешний контур В обеспечивает значительную величину тяги. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на работу в определенных условиях полета - как правило, для крейсерского полета со скоростью около 0,8 Маха на высоте около 35000 футов. Условия полета со скоростью 0,8 Маха на высоте 35000 футов при работе двигателя в режиме устойчивого оптимального потребления топлива на единицу производимой тяги - также известного под названием удельного расхода топлива на единицу тяги в час (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption) в крейсерском режиме - определяют по промышленному стандартному параметру, измеряемому как отношение количества топлива, сжигаемого в течение одного часа, выраженного в фунтах массы, к тяге, вырабатываемой двигателем в крейсерском режиме полета, выраженной в фунтах-сила.
[0052] «Минимальная степень повышения давления в вентиляторе» равна отношению давлений исключительно на лопатке вентилятора, без учета системы выходных направляющих лопаток вентилятора (FEGV, от англ. Fan Exit Guide Vane). В соответствии с одним из раскрытых в настоящем документе неограничивающих вариантов осуществления минимальная степень повышения давления в вентиляторе меньше, чем приблизительно 1,50. В соответствии с другим неограничивающим вариантом осуществления минимальная степень повышения давления в вентиляторе меньше, чем приблизительно 1,45.
0,5
[0053] «Минимальная скорректированная окружная скорость лопатки вентилятора» равна отношению реальной окружной скорости лопатки вентилятора в фут/сек, разделенной на промышленную стандартную температурную поправку, равную [(Tram °R)/518,7)]. В одном из описываемых вариантов осуществления изобретения, не налагающем каких-либо ограничений, «минимальная скорректированная окружная скорость лопатки вентилятора» составляет меньше, чем приблизительно 1150 фут/сек.
[0054] Взятый в качестве примера газотурбинный двигатель содержит вентилятор 42, который в одном из неограничивающих вариантов осуществления, содержит меньше, чем приблизительно 26 лопаток вентилятора. В другом неограничивающем варианте осуществления, вентиляторная секция 22 содержит меньше, чем приблизительно 18 лопаток вентилятора. Кроме того, в одном из раскрытых вариантов осуществления турбина 46 низкого давления содержит не более, чем приблизительно 6 ступеней турбины, схематически обозначенных номером позиции 34. В другом неограничивающим примере осуществления турбина 46 низкого давления содержит приблизительно 3 или более ступеней турбины. Отношение числа лопаток вентилятора 42 к числу ступеней турбины низкого давления составляет от приблизительно 2,5 до приблизительно 8,5. Представленная турбина 46 низкого давления обеспечивает приводную мощность для вращения вентиляторной секции 22, при этом соотношение между числом ступеней 34 турбины в турбине 46 низкого давления и числом лопаток 42 в вентиляторной секции 22 обеспечивает возможность получения газотурбинного двигателя 20 с повышенным КПД передачи мощности.
[0055] Повышенный КПД передачи мощности получают отчасти благодаря более широкому использованию усовершенствованных материалов и методов изготовления турбинных лопаток, таких как отливка с направленной кристаллизацией и монокристаллические материалы, обеспечивающих возможность увеличения скорости вращения турбин и сокращения числа ступеней. Кроме того, в описываемой турбине 46 низкого давления используют диски усовершенствованной конфигурации, позволяющие обеспечить дальнейшее увеличение прочности при повышенных скоростях вращения турбины.
[0056] На фиг. 2 и 3 представлен пример устройства изменения скорости, представляющего собой эпициклический редуктор планетарного типа, в котором входной элемент представляет собой центральную солнечную шестерню 62. Планетарные шестерни 64 (показана только одна) приводятся во вращение и пространственно разнесены посредством водила 68, которое вращается в том же направлении, что и солнечная шестерня 62. Вся система зубчатых колес заключена внутри кольцевой шестерни 66, жестко прикрепленной к неподвижному корпусу 36 двигателя (показано на фиг. 1). Вентилятор 42 прикреплен к водилу 68, которое приводит его в движение так, что направление вращения вентилятора 42 совпадает с направлением вращения водила 68, которое, в свою очередь, совпадает с направлением вращения входной солнечной шестерни 62.
[0057] В приведенных ниже чертежах использованы следующие обозначения для определения направления относительного вращения различных элементов газотурбинного двигателя 20. Вентиляторная секция показана со знаком «+», который соответствует первому направлению вращения. Вращение других элементов газотурбинного двигателя относительно вентиляторной секции 22 обозначено либо знаком «+», либо знаком «-». Знак «-» обозначает вращение в направлении, противоположном направлению вращения любых элементов, обозначенных знаком «+».
[0058] Кроме того, термин «турбина привода вентилятора» используется для обозначения турбины, которая обеспечивает приводную мощность для вращения лопаток 42 вентиляторной секции 22. Далее, термин «вторая турбина» используется для обозначения расположенной перед турбиной привода вентилятора турбины, которую не используют для приведения во вращение вентилятора 42. В описываемом примере турбина привода вентилятора представляет собой турбину 46 низкого давления, а вторая турбина представляет собой турбину 54 высокого давления. Однако следует понимать, что другие конфигурации турбинной секции, в которых могут быть предусмотрены дополнительные элементы помимо представленных турбин 54, 46 высокого и низкого давления, также входят в объем настоящего изобретения. Например, двигатель трехкаскадной конфигурации может содержать промежуточную турбину (не представлена), используемую для приведения во вращение вентиляторной секции 22, и также входит в объем настоящего изобретения.
[0059] В одном из раскрытых примеров осуществления изобретения (фиг. 2) турбина привода вентилятора представляет собой турбину 46 низкого давления, вследствие чего направления вращения вентиляторной секции 22 и турбины 46 низкого давления совпадают и обозначены одним и тем же знаком «+», определяющим направления вращения вентилятора 42 и турбины 46 низкого давления. Кроме того, в данном примере направление вращение турбины 54 высокого давления, или второй турбины, также совпадает с направлением вращения турбины 46 привода вентилятора. В другом примере, проиллюстрированном на фиг. 3, направление вращение турбины 54 высокого давления, или второй турбины, противоположно направлению вращения турбины привода вентилятора (турбины 46 низкого давления) и вентилятора 42.
[0060] Вращение компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления в направлении, противоположном направлению вращения компрессора 52 высокого давления и турбины 54 высокого давления, создает более благоприятные аэродинамические условия в турбинной секции 28 при перемещении формируемого высокоскоростного потока газов сгорания из турбины 54 высокого давления в турбину 46 низкого давления. Относительное вращение в компрессорной и турбинной секциях создает приблизительно требуемые углы направления воздушного потока между секциями, что повышает общий КПД турбинной секции 28 и обеспечивает возможность уменьшения общей массы турбинной секции 28 благодаря сокращению или ликвидации аэродинамических профилей или целого ряда направляющих лопаток.
[0061] На фиг. 4 и 5 представлен другой пример осуществления устройства изменения скорости, представляющего собой эпициклический редуктор, называемый редуктором звездного типа, в которой входной элемент представляет собой центральную солнечную шестерню 62. Звездные шестерни 65 (представлена лишь одна) в фиксированном положении вращаются вокруг солнечной шестерни 62 и пространственно разнесены посредством водила 68, прикрепленного к неподвижному корпусу 36 (лучше видно на фиг. 1). Вся система зубчатых колес заключена внутри кольцевой шестерни 66, установленной с возможностью свободного вращения. Вентилятор 42 прикреплен к кольцевой шестерне 66, которая приводит его в движение так, что направление вращения вентилятора 42 противоположно направлению вращения входной солнечной шестерни 62. Соответственно, направление вращения компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления противоположно направлению вращения вентилятора 42.
[0062] В одном из раскрытых примеров осуществления изобретения, проиллюстрированном на фиг. 4, турбина привода вентилятора представляет собой турбину 46 низкого давления, и, следовательно, направление вращения вентилятора 42 противоположно направлению вращения турбины 46 низкого давления и компрессора 44 низкого давления. Кроме того, в данном примере направление вращения каскада 32 высокого давления, содержащего турбину 54 высокого давления и компрессор 52 высокого давления, противоположно направлению вращения вентилятора 42 и совпадает с направлением вращения каскада 30 низкого давления, содержащего компрессор 44 низкого давления и турбину 46 привода вентилятора.
[0063] В другом примере осуществления газотурбинного двигателя, проиллюстрированном на фиг. 5, направление вращения турбины 54 высокого давления, или второй турбины, совпадает с направлением вращения вентилятора 42 и противоположно направлению вращения каскада 30 низкого давления, содержащего компрессор 44 низкого давления и турбину 46 привода вентилятора.
[0064] На фиг. 6 представлены подшипниковые узлы, расположенные вблизи переднего конца валов двигателя в точках 70 и 72, которые обеспечивают вращение внутреннего вала 40 и внешнего вала 50, обеспечивая противодействие результирующим осевым силам, направленным параллельно оси А, создаваемым обратной нагрузкой турбины 46 низкого давления и турбины 54 высокого давления за вычетом нагрузок компрессора 52 высокого давления и компрессора 44 низкого давления, которые также вносят вклад в осевые силы, воздействующие, соответственно, на каскад 30 низкого давления и каскад 32 высокого давления.
[0065] В данном примере осуществления изобретения первый передний подшипниковый узел 70 установлен на участке неподвижной конструкции, обозначенной на схеме номером позиции 36, и поддерживает передний конец внутреннего вала 40. В данном примере первый передний подшипниковый узел 70 представляет собой упорный подшипник, который регулирует перемещения внутреннего вала 40 и, следовательно, каскада 30 низкого давления, в аксиальном направлении. Второй передний подшипниковый узел 72 установлен на неподвижной конструкции 36 и обеспечивает вращение каскада 32 высокого давления, по существу, исключая перемещение в аксиальном направлении внешнего вала 50. Первый передний подшипниковый узел 70 установлен для поддержки внутреннего вала 40 в точке, расположенной перед соединением 88 ротора 90 компрессора низкого давления. Второй передний подшипниковый узел 72 установлен перед соединением, называемым втулкой 92, между ротором 94 компрессора высокого давления и внешним валом 50. Первый задний подшипниковый узел 74 поддерживает задний участок внутреннего вала 40. Первый задний подшипниковый узел 74 представляет собой роликовый подшипник, который обеспечивает возможность вращения, но не оказывает сопротивления смещению вала 40 в аксиальном направлении. Вместо этого задний подшипник 74 допускает тепловое расширение вала 74 между точкой своего расположения и точкой расположения подшипника 72. В данном примере первый задний подшипниковый узел 74 расположен после втулки 80 соединения между ротором 78 турбины низкого давления и внутренним валом 40. Второй задний подшипниковый узел 76 поддерживает задний участок внешнего вала 50. В данном примере второй задний подшипниковый узел 76 представляет собой роликовый подшипник, удерживаемый соответствующей неподвижной конструкцией 36 через промежуточную силовую раму 58 и обеспечивающий передачу радиальной нагрузки через проточный канал турбины на корпус 36. Второй задний подшипниковый узел 76 поддерживает внешний вал 50 и, следовательно, каскад 32 высокого давления в точке, расположенной за втулкой 84 соединения между ротором 82 турбины высокого давления и внешним валом 50.
[0066] В данном раскрытом примере осуществления изобретения первый и второй передние подшипниковые узлы 70, 72, а также первый и второй задние подшипниковые узлы 74, 76 имеют опору снаружи от соответствующих соединительных втулок 80, 88 компрессоров или турбин, что обеспечивает охватывающие опорные конструкции соответствующих внутреннего вала 40 и внешнего вала 50. Охватывающие опоры внутреннего вала 40 и внешнего вала 50 обеспечивают их поддержку и сообщают им жесткость, требуемые для работы газотурбинного двигателя 20.
[0067] На фиг. 7 представлен другой пример конфигурации поддержки валов, содержащей первый и второй передние подшипниковые узлы 70, 72, выполненные с возможностью поддержки передних участков соответствующих внутреннего вала 40 и внешнего вала 50. Первый задний подшипниковый узел 74 расположен после соединения 80 между ротором 78 и внутренним валом 40. Первый задний подшипниковый узел 74 представляет собой роликовый подшипник и поддерживает внутренний вал 40 посредством опоры охватывающей конфигурации. Поскольку охватывающая конфигурация может требовать дополнительной длины внутреннего вала 40, в альтернативном варианте может быть использована конфигурация, называемая подвешенной. В данном примере поддержку внешнего вала 50 обеспечивает второй задний подшипниковый узел 76, расположенный перед соединением 84 между ротором 82 турбины высокого давления и внешним валом 50. Соответственно, втулка 84 соединения ротора 82 турбины высокого давления с внешним валом 50 подвешена после подшипникового узла 76. Такое расположение второго заднего подшипника 76 в подвешенной конфигурации потенциально позволяет уменьшить длину внешнего вала 50.
[0068] Кроме того, такое расположение заднего подшипника 76 также может исключить потребность в использовании других несущих конструкций, таких как промежуточная силовая рама 58, так как подшипниковый узел 76 поддерживает турбину 54 высокого давления, а подшипниковый узел 74 поддерживает турбину 56 низкого давления. Стойка 58 промежуточной силовой рамы может дополнительно содержать дополнительный роликовый подшипник 74А, который может быть добавлен для сокращения мод вибрации внутреннего вала 40.
[0069] На фиг. 8А и 8В представлен другой пример конфигурации поддержки валов, содержащей первый и второй передние подшипниковые узлы 70, 72, выполненные с возможностью поддержки передних участков соответствующих внутреннего вала 40 и внешнего вала 50. Первый задний подшипниковый узел 74 поддерживает внутренний вал 40 в точке, расположенной после соединения 80, при помощи охватывающей несущей конструкции. В данном примере для поддержки заднего участка внешнего вала 50 предусмотрен роликоподшипниковый узел 86, установленный в зазоре 96, предусмотренном между внешней поверхностью внутреннего вала 40 и внутренней поверхностью внешнего вала 50.
[0070] Роликоподшипниковый узел 86 поддерживает задний участок внешнего вала 50 на внутреннем валу 40. Использование роликоподшипникового узла 86 для поддержки внешнего вала 50 исключает потребность в несущих конструкциях, соединенных с неподвижной конструкцией 36 через промежуточную силовую раму 58. Кроме того, представленный подшипниковый узел 86 может обеспечить возможность как уменьшения длины валов, так и поддержки внешнего вала 50 в положении, по существу, соосном с втулкой 84 соединения ротора 82 турбины высокого давления и внешнего вала 50. Как видно из чертежа, подшипниковый узел 86 расположен после втулки 82, причем его поддерживает крайний задний участок вала 50. На фиг. 9 представлен другой пример конфигурации опирания валов, содержащей первый и второй передние подшипниковые узлы 70, 72, обеспечивающие поддержку передних участков, соответственно, внутреннего вала 40 и внешнего вала 50. Первый задний подшипниковый узел установлен в точке внутреннего вала 40, расположенной перед соединением 80 между ротором 78 турбины низкого давления и внутренним валом 40.
[0071] Размещение первого заднего подшипникового узла 74 перед соединением 80 может быть использовано для уменьшения общей длины двигателя 20. Кроме того, размещение первого заднего подшипникового узла 74 перед соединением 80 обеспечивает возможность опоры на неподвижный корпус 38 через промежуточную силовую раму 58. Кроме того, в данном примере осуществления предусмотрен второй задний подшипниковый узел, установленный в охватывающей несущей конструкции после соединения 84 между внешним валом 50 и ротором 82. Соответственно, в данном примере осуществления первый и второй задние подшипниковые узлы 74, 76 имеют общую конструкцию, обеспечивающую опирание на неподвижную внешнюю конструкцию 38. Следует отметить, что такой общий несущий элемент упрощает конструкцию двигателя и уменьшает общую массу двигателя. Кроме того, сокращение числа необходимых несущих конструкций приводит к уменьшению общей массы и, таким образом, к дальнейшему повышению эффективности сжигания топлива воздушного судна.
[0072] На фиг. 10 представлен участок турбинной секции 28 по одному из примеров осуществления изобретения, содержащий турбину 46 низкого давления и турбину 54 высокого давления, причем между выходом турбины высокого давления и турбиной низкого давления расположена промежуточная силовая рама 58. Промежуточная силовая рама 58 и направляющая лопатка 60 расположены перед первой ступенью 98 турбины 46 низкого давления. Хотя на чертеже представлена лишь одна направляющая лопатка 60, подразумевается наличие нескольких направляющих лопаток 60, разнесенных в направлении по окружности. Направляющая лопатка 60 изменяет направление потока, поступающего из турбины 54 высокого давления при его приближении к первой ступени 98 турбины 46 низкого давления. Как можно видеть, для увеличения КПД желательно обеспечить такое направление потока между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления направляющей лопаткой 60, при котором поток расширяющихся газов поступал бы в требуемом направлении на входе в турбину 46 низкого давления. В связи с этим направляющая лопатка 60 может быть фактическим аэродинамическим профилем с соответствующими кривизной и изгибом, обеспечивающими поворот воздушного потока и его требуемое направление в турбину 46 низкого давления.
[0073] Использование в промежуточной силовой раме 58 направляющей лопатки 60, обеспечивающей поворот воздушного потока, вместо обтекаемой стойки и ряда лопаток статора, расположенных после стойки, позволяет уменьшить суммарную длину и объем турбинных узлов 46, 54, вместе взятых, так как направляющая лопатка 60 выполняет несколько функций, включая уменьшение лобового сопротивления промежуточной силовой рамы 58, защиту всех статических конструкций и маслопроводов, обслуживающих подшипниковый узел, от воздействия тепла и поворот потока, входящего в турбину 46 низкого давления, таким образом, чтобы обеспечить его вхождение во вращающийся аэродинамический профиль 100 под требуемым аэродинамическим углом. Кроме того, совместное использование этих элементов позволяет уменьшить общий объем конструкции и турбинной секции 28.
[0074] Вышеописанные конструктивные особенности приводят к получению турбинной секции, содержащий обе турбины 54, 46 высокого и низкого давления, более компактного объема по сравнению с известными решениями. Кроме того, в соответствии с одним из примеров осуществления для уменьшения ее объема могут быть усовершенствованы материалы, используемые для изготовления турбины 46 низкого давления,. В число таких материалов могут входить, например, материалы с улучшенными термическими и механическими характеристиками, соответствующими возможному росту нагрузок при эксплуатации турбины 46 низкого давления на повышенной скорости. Кроме того, повышенные скорости и повышенные рабочие температуры на входе турбины 46 низкого давления обеспечивают возможность передачи турбиной 46 низкого давления большего количества энергии для обеспечения более производительной работы вентилятора 42 большего диаметра, приводимого во вращение через редуктор 48, и повышения КПД компрессора 44 низкого давления.
[0075] В альтернативном варианте могут быть использованы менее дорогостоящие материалы в сочетании со средствами охлаждения, способными компенсировать повышение температур в турбине 46 низкого давления. В соответствии с тремя примерами осуществления первая вращающаяся лопатка 100 турбины 46 низкого давления может представлять собой литую лопатку с направленной кристаллизацией, монокристаллическую литую лопатку или полую лопатку с внутренним охлаждением. Улучшенные механические и тепловые характеристики материала турбинных лопаток согласно изобретению обеспечивают возможность эксплуатации при повышенных температурах и скоростях, что, в свою очередь, обеспечивает повышение КПД каждой ступени и позволяет сократить число ступеней турбины низкого давления. В свою очередь, уменьшение числа ступеней турбины низкого давления позволяет уменьшить общий объем турбины одновременно с требуемым повышением скорости вращения турбины низкого давления.
[0076] Уменьшение числа ступеней и уменьшение объема обеспечивают улучшение КПД двигателя и сгорания топлива воздушного судна благодаря уменьшению общего веса. Кроме того, меньшее число рядов турбинных лопаток обеспечивает уменьшение числа каналов утечки в венцах роторных лопаток, уменьшение числа каналов утечки во внутренних уплотнениях направляющих лопаток и сокращение потерь в ступенях ротора.
[0077] Удельная мощность компактной турбинной секции в соответствии с примером осуществления изобретения может быть определена как отношение производимой тяги, выраженной в фунтах-сила (lbf), к общему объему турбинной секции 28. Объем турбинной секции 28 может быть определен как пространство от входа 102 первой турбинной направляющей лопатки 104 турбины 54 высокого давления до выхода 106 последней вращающегося аэродинамического профиля 108 турбины 104 низкого давления и выражен в кубических дюймах. Удельную мощность определяют как отношение постоянной тяги двигателя в установившемся режиме работы при взлете на уровне моря (SLTO, от англ. Sea Level Takeoff,) к объему турбинной секции, причем при уменьшенной массе двигателя может быть желательным увеличение удельной мощности. Тяга двигателя в установившемся режиме работы при взлете на уровне моря может быть измерена в фунтах-сила (lbf), а объем может быть равен объему участка от кольцевого входа 102 первой направляющей турбинной лопатки 104 турбины 54 высокого давления до кольцевого выхода 106 переднего конца последней лопатки 108 турбины 46 низкого давления. Максимальная тяга может представлять собой тягу при взлете на уровне моря (Sea Level Takeoff, SLTO), которую обычно считают равной постоянной тяге, производимой турбовентиляторным двигателем в установившемся режиме работы на уровне моря.
[0078] Объем V турбинной секции более ясно проиллюстрирован на фиг. 10. Как видно из чертежа, промежуточная силовая рама 58 расположена между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления. Объем V, обозначенный пунктирной линией, занимает пространство от внутреннего края I до внешнего края О. Внутренний край определен проточной частью роторов, а также внутренними каналами полок лопаток. Внешний край определен направляющими лопатками, а также внешними герметизирующими элементами проточной части. Объем занимает пространство от самого переднего по потоку края направляющей лопатки 104, обычно представляющего собой ее входную кромку, до самого заднего по потоку края последнего вращающегося аэродинамического профиля 108 секции турбины 46 низкого давления. Как правило, такой край представляет собой выходную кромку аэродинамического профиля 108.
[0079] У Удельная мощность описанного газотурбинного двигателя значительно выше, чем у ранее известных конструкций. Ниже приведены примеры восьми двигателей, содержащих турбинные секции и общие приводные системы двигателя и компоновки согласно настоящему изобретению. Их параметры представлены в Таблице 1.
3
3
3
3
3
[0080] Таким образом, в примерах осуществления изобретения удельная мощность больше или равна приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм. Точнее, удельная мощность больше или равна приблизительно 2,0 фунт-сила/дюйм. Еще точнее, удельная мощность больше или равна приблизительно 3,0 фунт-сила/дюйм. Точнее, удельная мощность больше или равна приблизительно 4,0 фунт-сила/дюйм. Кроме того, в вариантах осуществления изобретения удельная мощность больше или равна приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм.
[0081] Таким образом, двигатели, изготовленные в соответствии с описанным решением и содержащие турбинные секции, раскрытые в настоящей заявке, с изменениями, не выходящими за пределы объема настоящего изобретения, обладают высокой производительностью, повышенным топливным КПД и уменьшенным весом на единицу тяги.
[0082] Площадь 112 выходного сечения определена в точке выхода для турбины 54 высокого давления, а площадь 110 выходного сечения - на выходе 106 турбины 46 низкого давления. Редуктор 48 (представлен на фиг. 1) обеспечивает набор различных скоростей вращения турбины привода вентилятора, которая в данном варианте осуществления представляет собой турбину 46 низкого давления, и вентилятора 42 (фиг. 1). Соответственно, турбина 46 низкого давления, а с нею и каскад 30 низкого давления, содержащий компрессор 44 низкого давления, могут вращаться с чрезвычайно высокой скоростью. Работа турбины 46 низкого давления и турбины 54 высокого давления может быть оценена по характеризующему параметру, равному произведению площади выходного сечения соответствующей турбины на квадрат соответствующей скорости. Этот характеризующий параметр (PQ, от англ. Performance Quantity) определяют следующим образом:
[0083]
[0084]
lpt
lpt
hpt
hpt
[0085] где A - площадь 110 турбины 46 низкого давления на выходе 106, a V - скорость узла турбины низкого давления; A - площадь турбины 54 высокого давления на выходе 114, a V - скорость турбины 54 высокого давления.
[0086] Тогда отношение характеризующего параметра турбины 46 низкого давления к характеризующему параметру турбины 54 высокого давления равно:
lpt
lpt
hpt
hpt
ltp
hpt
2
2
[0087] Уравнение (A×V)/(A×V)=PQ/PQ.
2
2
[0088] В одном из вариантов осуществления турбин, изготовленных в соответствии с вышеописанной конструкцией, площади турбин 46, 54 низкого и высокого давления равны 557,9 дюйм и 90,67 дюйм соответственно. Кроме того, скорости вращения турбин низкого и высокого давления равны, соответственно, 10179 об/мин и 24346 об/мин. Тогда в соответствии с приведенными выше уравнениями 1 и 2 характеризующие параметры турбин 46, 54 низкого и высокого давления равны:
lpt
lpt
lpt
2
2
2
2
2
[0089] Уравнение 1: PQ=(A×V)=(557,9 дюйм)(10179 об/мин)=57805157673,9 дюйм⋅(об/мин);
hpt
hpl
hpt
2
2
2
2
2
[0090] Уравнение 2: PQ=(A×V)=(90,67 дюйм)(24346 об/мин)=53742622009,72 дюйм⋅(об/мин),
[0091] а в соответствии с вышеприведенным Уравнением 3 отношение характеризующих параметров секции турбины низкого давления и секции турбины высокого давления равно:
ltp
hpt
2
2
2
2
[0092] Отношение = PQ/PQ=57805157673,9 дюйм⋅(об/мин)/53742622009,72 дюйм⋅(об/мин)=1,075.
ltp
hpt
ltp
hpt
ltp
hpt
ltp
hpt
[0093] В другом варианте осуществления изобретения данное отношение составляет более 0,5, а в еще одном варианте осуществления изобретения данное отношение составляет более 0,8. При отношении PQ/PQ в диапазоне от 0,5 до 1,5 может быть получена чрезвычайно высокая общая производительность газотурбинного двигателя. Точнее, отношения PQ/PQ, составляющие не менее 0,8, обеспечивают повышенную общую производительность газотурбинного двигателя. Еще точнее, отношения PQ/PQ, составляющие не менее 1,0, обеспечивают еще более высокий термодинамический КПД, а также позволяют получить уменьшение массы, которое повышает эффективность сгорания топлива воздушного судна. Такие значения отношения PQ/PQ, в частности, позволяют значительно уменьшить размеры - как диаметр, так и аксиальную длину - турбинной секции 28 по сравнению с известными конструкциями. Кроме того, они обеспечивают значительное повышение общего КПД двигателя.
[0094] На фиг. 11 схематически представлены некоторые участки компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления каскада 30 низкого давления, содержащие роторы 116 турбины 46 низкого давления и роторы 132 компрессора 44 низкого давления. Каждый из роторов 116 имеет радиус 112 канала, радиус 124 вращающегося диска и ширину 126 канала, измеряемую в направлении, параллельном оси А. Ротор 116 поддерживает турбинные лопатки 118, вращающиеся относительно направляющих турбинных лопаток 120. Компрессор 44 низкого давления содержит роторы 132, имеющие радиус 134 канала, радиус 136 вращающегося диска и ширину 138 канала. Ротор 132 поддерживает компрессорные лопатки 128, вращающиеся относительно направляющих лопаток 130.
[0095] Радиус 122 канала представляет собой радиальное расстояние между внутренней поверхностью канала и осью. Радиус 124 вращающегося диска представляет собой радиальное расстояние между осью А вращения и частью ротора, на которой установлены лопатки аэродинамического профиля. Ширина 126 канала в данном примере представляет собой наибольшую ширину ротора, расположенную на некотором радиальном расстоянии от оси А, определенном для обеспечения требуемых физических рабочих характеристик.
[0096] Скорость вращения роторов как компрессора 44 низкого давления, так и турбины 46 низкого давления выше, чем в известных конструкциях роторов низкого давления. Их геометрические параметры, включая радиус канала, радиус вращающегося диска и ширину канала, определяют так, чтобы получить требуемые рабочие характеристики роторов с учетом механических и тепловых нагрузок, воздействующих на роторы в рабочем режиме. На фиг. 12 представлен ротор 116 турбины по фиг. 11 с целью иллюстрации соотношения между радиусом 126 канала и радиусом 124 вращающегося диска. Кроме того, описанные соотношения применимы к известному ассортименту материалов, обычно используемых для изготовления каждого из роторов.
[0097] Соответственно, повышение рабочих характеристик и производительности может быть обеспечено требуемым сочетанием раскрытых конструктивных особенностей различных компонентов описанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя.
[0098] Хотя в вышеприведенном описании представлен один из примеров осуществления изобретения, для специалиста в данной области должно быть очевидно, что в него могут быть внесены изменения, не выходящие за рамки объема изобретения. В связи с этим объем и содержание настоящего изобретения должно быть определено по нижеприведенной формуле изобретения.