МАЛОШУМНЫЙ РОТОР КОМПРЕССОРА ДЛЯ РЕДУКТОРНОГО ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНОГО ДВИГАТЕЛЯ
LOW-NOISE COMPRESSOR ROTOR FOR REDUCER TURBO-FAN ENGINE

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к конструкции ротора газотурбинного двигателя, которым можно управлять для получения шума, к которому менее чувствителен слух человека.
Известные газотурбинные двигатели обычно содержат вентилятор, доставляющий воздух в компрессор. Воздух сжимается в компрессоре и доставляется далее по ходу потока в секцию камеры сгорания, в которой он смешивается с топливом и сгорает. Продукты сгорания проходят далее по ходу потока вдоль роторов турбин и приводят роторы турбин во вращение. В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель, известный из патентного документа WO 2013122713.
Обычно используют ротор турбины высокого давления и ротор турбины низкого давления. Каждый из роторов турбин содержит определенное количество рядов лопаток, которые вращаются вместе с ротором. Между рядами лопаток турбины установлены стационарные лопатки.
Ротор турбины высокого давления обычно приведен в действие ротором компрессора высокого давления, и ротор турбины низкого давления обычно приведен в действие ротором компрессора низкого давления. Каждый из роторов компрессора также содержит определенное количество лопаток, которые вращаются вместе с их роторами. Также между рядами лопаток компрессора установлены стационарные лопатки.
Турбина или компрессор низкого давления может являться источником сильного шума, поскольку шум возникает в результате динамического взаимодействия по текучей среде между рядами роторных лопаток и рядами стационарных лопаток. Указанные взаимодействия вырабатывают звуковые тоны на частоте следования лопаток каждого из роторов турбины низкого давления, роторов компрессора низкого давления и их гармоники.
Шум часто находится в диапазоне частот, к которым очень чувствителен слух человека. Для смягчения указанной проблемы в прошлом управляли соотношением стационарных и роторных лопаток, чтобы оно было выше определенного числа. Например, соотношение стационарных и роторных лопаток может быть выбрано 1,5 или больше для препятствования распространению на большое расстояние основного тона межлопаточного прохода. Это известно как "отсечка".
Однако акустически отсекающие конструкции могут быть реализованы за счет увеличения веса двигателя и ухудшения аэродинамических качеств. Иными словами, ограничение проектировщика конкретным соотношением стационарных и роторных лопаток влечет за собой ограничение в выборе такого соотношения на основании других характеристик проектируемого двигателя. Соответственно, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении газотурбинного двигателя таким образом, чтобы производимые им шумы были смещены на частоты, к которым меньше всего чувствителен слух человека.
Традиционно турбина низкого давления приводит в действие компрессорную секцию низкого давления и вентиляторную секцию. В последнее время часто используется понижающий редуктор, так что вентилятор и компрессор низкого давления могут быть приведены во вращение с различными скоростями.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В описанном варианте реализации газотурбинный двигатель содержит вентилятор и турбинную секцию, имеющую ротор первой турбины. Ротор первой турбины приводит в действие ротор компрессора. Понижающий редуктор осуществляет уменьшение скорости вентилятора относительно входной скорости от ротора турбины привода вентилятора. Ротор компрессора содержит определенное количество лопаток по меньшей мере в одном из множества рядов ротора компрессора. Лопатки работают по меньшей мере часть времени с некоторой угловой скоростью вращения. Указанное количество лопаток компрессора по меньшей мере в одном ряду и указанная угловая скорость вращения таковы, что следующая формула справедлива по меньшей мере для одного ряда ротора компрессора:
(количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута)≥5500 Гц; причем
угловая скорость вращения выражена в количестве оборотов в минуту.
В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации газотурбинный двигатель спроектирован для вырабатывания приблизительно 15000 фунтов (6810 кгс) тяги или больше.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации формула справедлива для большей части рядов лопаток ротора компрессора.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации газотурбинный двигатель спроектирован для вырабатывания приблизительно 15000 фунтов (6810 кгс) тяги или больше.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации понижающий редуктор имеет передаточное отношение больше чем приблизительно 2,3.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации понижающий редуктор имеет передаточное отношение больше чем приблизительно 2,5.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации вентилятор доставляет воздух во второй контур и часть воздуха в ротор компрессора. Степень двухконтурности определена как объем воздуха, доставленного во второй контур, по сравнению с объемом воздуха, доставленного в ротор компрессора, причем степень двухконтурности больше, чем приблизительно 6.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации степень двухконтурности больше чем приблизительно 10.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации угловая скорость вращения является скоростью вращения на участке захода на посадку.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации турбинная секция содержит ротор турбины высокого давления и ротор первой турбины. Ротор турбины привода вентилятора является ротором первой турбины.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации ротором компрессора является ротор компрессора пониженного давления. Ротор турбины повышенного давления приводит в действие ротор компрессора высокого давления.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации понижающий редуктор расположен между ротором первой турбины и ротором компрессора.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации понижающий редуктор расположен между ротором компрессора и вентилятором.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации турбинная секция содержит три ротора турбины. Ротор первой турбины и ротор турбины привода вентилятора являются различными роторами.
Согласно другому описанному в настоящей заявке варианту реализации способ конструирования газотурбинного двигателя содержит этапы, согласно которым: берут ротор первой турбины для приведения в действие ротора компрессора и ротор турбины привода вентилятора для приведения в действие вентилятора через понижающий редуктор и выбирают количество лопаток по меньшей мере в одном ряду ротора компрессора в комбинации с угловой скоростью вращения ротора компрессора так, что следующая формула справедлива для указанного по меньшей мере одного ряда ротора компрессора:
(количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута)≥5500 Гц, причем
угловая скорость вращения выражена в количестве оборотов в минуту.
В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации газотурбинный двигатель спроектирован для вырабатывания приблизительно 15000 фунтов (6810 кгс) тяги или больше.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации угловая скорость вращения является скоростью вращения на участке захода на посадку.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации турбинная секция содержит ротор турбины высокого давления и ротор первой турбины. Ротор турбины привода вентилятора является ротором первой турбины.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации ротором компрессора является ротор компрессора пониженного давления. Ротор турбины повышенного давления приводит в действие ротор компрессора высокого давления.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации понижающий редуктор расположен между ротором первой турбины и ротором компрессора.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации понижающий редуктор расположен между ротором компрессора и вентилятором.
В другом варианте реализации согласно любому из предыдущих вариантов реализации турбинная секция содержит три ротора турбины. Ротор первой турбины и ротор турбины привода вентилятора являются различными роторами.
Согласно другому описанному в настоящей заявке варианту реализации компрессорный блок содержит ротор компрессора, содержащий по меньшей мере первый ряд лопаток, который содержит определенное количество лопаток. Первый ряд лопаток выполнен с возможностью вращения с угловой скорость вращения, так что при измерении угловой скорости вращения в оборотах в минуту:
(количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута)≥5500 Гц.
В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации угловая скорость вращения является скоростью вращения на участке захода на посадку.
В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
В другом варианте реализации согласно предыдущему варианту реализации формула приводит к количеству, которое больше или равно примерно 6000 Гц.
В другом показанном варианте реализации способ конструирования газотурбинного двигателя содержит этапы, согласно которым берут вентилятор и турбинную секцию, содержащую ротор первой турбины. Ротор первой турбины приводит в действие ротор компрессора. Понижающий редуктор обеспечивает уменьшение скорости вентилятора относительно входной скорости от ротора турбины привода вентилятора. Ротор компрессора имеет определенное количество лопаток компрессора по меньшей мере в одном из множества рядов ротора компрессора. Лопатки работают по меньшей мере часть времени с угловой скоростью вращения. Указанное количество лопаток компрессора по меньшей мере в одном ряду и указанная угловая скорость вращения таков, что следующая формула справедлива по меньшей мере для одного ряда ротора компрессора:
(количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 секунд/минута)≥5500 Гц; причем
угловая скорость вращения выражена в количестве оборотов в минуту.
Эти и другие особенности настоящего изобретения будут лучше поняты после ознакомления со следующим подробным описанием со ссылкой на сопроводительные чертежи, краткое описание которых приведено ниже.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На фиг. 1 показан газотурбинный двигатель.
На фиг. 2 показывает второй вариант реализации.
На фиг. 3 показывает еще один вариант реализации.
ПОДРОБНОЕ РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На фиг. 1 схематично показан газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20, описанный в настоящей заявке, представляет собой двухкаскадный турбовентиляторный двигатель, который в общем содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию форсажной камеры (не показана) помимо других систем или особенностей. Вентиляторная секция 22 перемещает воздух вдоль обходного пути В потока во втором контуре, сформированном внутри гондолы 15, а компрессорная секция 24 перемещает воздух вдоль основного пути С потока для сжатия и подачи в секцию 26 камеры сгорания с последующим расширением в турбинной секции 28. Несмотря на то, что выше описан и показан на чертеже двухкаскадный турбовентиляторный газотурбинный двигатель согласно одному неограничивающему варианту реализации, следует подразумевать, что понятия, описанные в настоящей заявке, не ограничены использованием двухкаскадных турбовентиляторных двигателей, и представленные в настоящей заявке описания могут быть применены к газотурбинным двигателям других типов, включая трехкаскадную архитектуру.
Пример двигателя 20 в целом включает низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, установленный с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя посредством нескольких систем 38 подшипников. Следует отметить, что согласно другому варианту реализации или в дополнение к данному варианту реализации различные системы 38 подшипников могут быть расположены в различных местах, и место расположения систем 38 подшипников может быть изменено в соответствии с конкретным случаем применения.
Низкоскоростной каскад 30 в общем содержит внутренний вал 40, который связывает друг с другом вентилятор 42, первый компрессор или компрессор 44 низкого давления и первую турбину или турбину 46 низкого давления. Внутренний вал 40 соединен с вентилятором 42 посредством механизма изменения скорости, который в примере газотурбинного двигателя 20 показан как редукторный механизм 48, предназначенный для приведения в действие вентилятора 42 на пониженной скорости по сравнению с низкоскоростным каскадом 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который связывает второй компрессор или компрессор 52 высокого давления и вторую турбину или турбину 54 высокого давления. Камера 56 сгорания расположена в газовой турбине 20 согласно одному варианту реализации между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления. Промежуточная силовая рама 57 неподвижной конструкции 36 двигателя, в общем, расположена между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 дополнительно поддерживает системы 38 подшипников в турбинной секции 28. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентрическими и вращаются при поддержке системы 38 подшипников вокруг центральной продольной оси А двигателя, которая коллинеарна их продольным осям.
Основной поток воздуха сжимается компрессором 44 низкого давления, затем компрессором 52 высокого давления, смешивается и сжигается с топливом в камере 56 сгорания, затем расширяется вдоль турбины 54 высокого давления и турбины 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 содержит аэродинамические поверхности 59, которые расположены на пути С основного потока воздуха. Турбины 46, 54 вращают соответствующий низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 в ответ на расширение. Понятно, что каждое из положений вентиляторной секции 22, компрессорной секции 24, секции 26 камеры сгорания, турбинной секции 28 и редукторной системы 48 привода вентилятора может быть изменено. Например, редукторная система 48 может быть расположена позади секции 26 камеры сгорания или даже позади турбинной секции 28, и вентиляторная секция 22 может быть расположена впереди или позади редукторной системы 48.
Согласно одному варианту реализации двигатель 20 является редукторным авиационным двигателем с высокой степенью двухконтурности. Согласно другому варианту реализации степень двухконтурности двигателя 20 больше, чем приблизительно шесть (6), согласно описанному в настоящей заявке варианту реализации больше, чем приблизительно десять (10), причем редукторная архитектура 48 представляет собой планетарную передачу, такую как планетарная редукторная система или другая редукторная система с передаточным отношением редуктора больше чем приблизительно 2,3, при этом турбина 46 низкого давления имеет степень сжатия, которая больше, чем приблизительно пять. Согласно одному описанному в настоящей заявке варианту реализации степень двухконтурности двигателя 20 больше, чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно больше, чем диаметр вентилятора компрессора 44 низкого давления, и турбина 46 низкого давления имеет степень сжатия, которая больше, чем приблизительно пять (5:1). Степень сжатия турбины 46 низкого давления представляет собой давление, измеренное перед входом в турбину 46 низкого давления, отнесенное к давлению в выпускном отверстии турбины 46 низкого давления перед выхлопным соплом. Редукторная архитектура 48 может быть планетарной зубчатой передачей, такой как планетарная редукторная система или другая редукторная система с передаточным отношением редуктора больше, чем примерно 2,3:1. Следует отметить, что вышеуказанные параметры являются только примерами одного варианта реализации архитектуры редукторного двигателя, и настоящее изобретение может быть применено к другим газотурбинным двигателям, включая турбовентиляторные двигатели с безредукторным приводом.
0,5
Существенное количество тяги обеспечено обходным потоком В благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 спроектирована для конкретного полетного режима: обычной крейсерской скорости приблизительно 0,8 Мах и приблизительно 35000 футов (10675 м). Полетный режим 0,8 Мах и 35000 футов (10675 м) при работе двигателя с наименьшим расходом топлива, также известным как "Удельный расход топлива на килограмм тяги в час (TSFC) в оптимальном режиме", является параметром промышленного стандарта, определенным как масса сожженного топлива, выраженная в фунтах, разделенная на тягу, выраженную в фунтах-силы, которую двигатель развивает в данной минимальной точке. "Минимальная степень повышения давления в вентиляторе" является степенью сжатия только на одной лопатке вентилятора без учета системы вентиляторных выходных направляющих лопаток ("FEGV"). Минимальная степень сжатия вентилятора, как описано в настоящей заявке, согласно одному неограничивающему варианту реализации составляет меньше, чем приблизительно 1,45. "Минимальная корректированная окружная скорость лопатки вентилятора" фактически является окружной скоростью лопатки вентилятора в фут/сек, разделенной на промышленный стандарт температурной поправки [(Tram°R)/ (518,7°R)] (°R - градусы по шкале Ренкина). "Минимальная корректированная окружная скорость лопатки вентилятора", как описано в настоящей заявке, согласно одному неограничивающему варианту реализации меньше, чем приблизительно 1150 фут/сек (350,75 м/сек).
Использование понижающего редуктора, установленного между низкоскоростным каскадом и вентилятором, позволяет повысить скорость компрессора низкого давления. В прошлом, скорость турбины низкого давления и компрессора была в некоторой степени ограничена тем, что скорость вентилятора не может быть неоправданно большой. Максимальная скорость вентилятора достигается наружными концами лопаток, и в большеразмерных двигателях диаметр вентилятора намного больше, чем в малоразмерных мощных двигателях. Однако использование понижающего редуктора освободило проектировщиков от ограничения, наложенного на турбину низкого давления и скорости компрессора, вызванного желанием не использовать неоправданно высокие скорости вентилятора.
Было обнаружено, что для достижения шумовых частот, к которым меньше всего чувствителен слух человека, может быть выбран точный баланс между указанным количеством вращающихся лопаток и угловой скоростью вращения турбины низкого давления. То же самое относится к компрессору 44 низкого давления.
Была составлена формула, которая имеет следующий вид:
(Количество лопаток × угловая скорость вращения)/(60 сек/минуту)≥5500 Гц.
Таким образом, количество вращающихся лопаток в любой ступени турбины низкого давления, умноженное на угловую скорость вращения турбины 46 низкого давления (в оборотах в минуту), разделенное на (60 секунд/минуту), должно быть больше или равно 5500 Гц. То же самое справедливо для ступеней компрессора низкого давления. Более точно, частота должна быть выше 6000 Гц. Специалистам известно, что множитель (60 секунд/минута) меняет обороты в минуту на герцы или обороты в секунду.
Рабочая скорость турбины 46 низкого давления и компрессора 44 низкого давления, используемые в указанной формуле, должны соответствовать эксплуатационным режимам двигателя в каждой контрольной точке сертификации по шуму на участке захода на посадку, определенной в Части 36 Федеральных авиационных правил. Более конкретно, угловая скорость вращения может быть использована в качестве контрольной точки сертификации по шуму на участке захода на посадку, определенной в части 36 Федеральных авиационных правил. В целях настоящей заявки и пунктов приложенной формулы термин "скорость на участке захода на посадку" приравнен к указанной контрольной точке сертификации.
Предполагается, что все ряды в турбине 46 низкого давления соответствуют вышеуказанной формуле. Однако эта заявка также может быть распространена на турбины низкого давления, причем большая часть рядов лопаток в турбине низкого давления соответствует вышеуказанной формуле, но некоторые ряды могут не соответствовать. То же самое справедливо для компрессоров низкого давления, причем все ряды в компрессоре 44 низкого давления соответствуют вышеуказанной формуле. Однако настоящая заявка может быть распространена на компрессоры низкого давления, причем большая часть рядов лопаток в компрессоре низкого давления соответствует вышеуказанной формуле, но некоторые ряды могут не соответствовать.
Это приводит к эксплуатационному шуму, к которому может быть менее чувствительным человеческий слух.
Согласно различным вариантам реализации возможны ситуации, когда формула может привести к частотам, которые больше или равны 5500 Гц и распространяются выше. Таким образом, путем тщательного проектирования указанного количества лопаток и управления рабочей скоростью турбины 46 низкого давления (специалистам известно, как управлять этой скоростью) могут быть достигнуты шумовые частоты, генерируемые турбиной низкого давления, которые меньше слышны для человека.
То же самое справедливо для проектирования указанного количества лопаток и управления скоростью компрессора 44 низкого давления. Опять же, специалистам известно, как управлять скоростью.
Согласно различным вариантам реализации может быть спроектирован только ротор турбины 46 низкого давления или ротор компрессора 44 низкого давления, которые соответствуют вышеуказанной формуле. С другой стороны, также могут быть спроектированы как турбина 46 низкого давления, так и компрессор 44 низкого давления, для которых справедлива вышеуказанная формула.
Настоящее изобретение является наиболее применимым к реактивным двигателям, спроектированным для создания тяги 15000 фунтов (6810 кгс) или больше. В этом диапазоне тяг известные реактивные двигатели обычно создают шум в диапазоне частот приблизительно 4000 Гц. Таким образом, как указано выше, существуют проблемы шума, связанные с этими двигателями.
Двигатели с пониженной тягой (<15000 фунтов (6810 кгс)) могут работать при условиях, в которых шумовые частоты превышают 4000 Гц и даже приближаются к 6000 Гц, однако это не связано ни с конструкцией редуктора, ни с повышением мощности двигателей, которые имеют увеличенные вентиляторы, и таким образом с повышенными ограничениями, налагаемыми на скорости турбины низкого давления или компрессора низкого давления.
На фиг. 2 показан вариант 200 реализации, в котором турбина 208 привода вентилятора вращает вал 206, который в свою очередь приводит во вращение ротор 202 вентилятора. Понижающий редуктор 204 может быть расположен между турбиной 208 привода вентилятора и ротором 202 вентилятора. Этот понижающий редуктор 204 может быть спроектирован, установлен и может работать подобно понижающему редуктору, описанному выше. Ротор 210 компрессора приведен в действие турбиной 212 промежуточного давления, и ротор 214 компрессора второй ступени приведен в действие ротором 216 турбины. Секция 218 камеры сгорания расположена между ротором 214 компрессора и турбинной 216 секцией.
На фиг. 3 показан еще один вариант 300 реализации, в котором ротор 302 вентилятора и компрессор 304 первой ступени вращаются с одной скоростью. Понижающий редуктор 306 (который может быть спроектирован, установлен и может работать, как описано выше) установлен между ротором 304 компрессора и валом 308, который приведен в действие турбинной секцией низкого давления.
Несмотря на то, что выше был описан конкретный вариант реализации настоящего изобретения, специалист признает, что в настоящем изобретении могут быть сделаны некоторые модификации. По этой причине, следующие пункты приложенной формулы предназначены для определения истинного объема защиты и содержания настоящего изобретения.