СПОСОБ ЗАДАНИЯ ПЕРЕДАТОЧНОГО ОТНОШЕНИЯ ЗУБЧАТОЙ ПЕРЕДАЧИ ВЕНТИЛЯТОРНОГО ПРИВОДА ДЛЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD FOR SETTING GEAR RATIO OF FAN DRIVE GEAR SYSTEM OF GAS TURBINE ENGINE

Предпосылки создания изобретения
[0001] Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю и более конкретно  к способу задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя.
[0002] Газотурбинный двигатель может содержать вентиляторную секцию, компрессорную секцию, секцию камеры сгорания и турбинную секцию. Воздух, поступающий в компрессорную секцию, сжимается и подается в секцию камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется, образуя высокоскоростную вытекающую струю газа. Эта высокоскоростная вытекающая струя газа проходит в турбинную секцию, приводя в движение компрессор и вентиляторную секцию. Наряду с другими видоизменениями компрессорная секция может содержать компрессоры низкого и высокого давления, а турбинная секция может содержать турбины низкого и высокого давления.
[0003] Обычно турбина высокого давления посредством наружного вала приводит в движение компрессор высокого давления, образуя высоконапорный каскад, а турбина низкого давления при помощи внутреннего вала приводит в движение компрессор низкого давления, образуя низконапорный каскад. Вентиляторную секцию также может приводить в движение внутренний вал. Безредукторный газотурбинный двигатель может содержать вентиляторную секцию, приводимую в движение низконапорным каскадом, при этом компрессор низкого давления, турбина низкого давления и вентиляторная секция вращаются с одинаковой скоростью в одном направлении.
[0004] Устройство для уменьшения скорости, которое может представлять собой зубчатую передачу вентиляторного привода или другой механизм, можно использовать в качестве привода вентиляторной секции, при этом вентиляторная секция может вращаться со скоростью, отличной от скорости турбинной секции. Это позволяет получить общее увеличение тягового коэффициента полезного действия
двигателя. В такой конструкции двигателя вал, приводимый в движение одной из турбинных секций, обеспечивает выход для редуктора, который приводит в движение вентиляторную секцию с уменьшением скорости, таком образом, турбинная секция и вентиляторная секция могут вращаться со скоростями, близкими к оптимальным.
[0005] В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель по патенту US 8257024, в качестве других аналогов -газотурбинные двигатели, известные из следующих англоязычных документов: «The PW1000G PurePower (RTM) New Engine Concept and its Impact on MRO, Jayant Sabries и др., декабрь 2010, стр. 1-45, ХР 055155262», «Engine Design Studies for a Silent Aircraft, Cesare A. Hall и др., Журнал Турбомашины, т. 129, №3, 1 июля 2007, стр. 479, ХР 055155366» и из американской заявки US 2012/0237334. Хотя, в целом, известно, что газотурбинные двигатели, использующие механизмы регулирования скорости, могут повышать тяговый коэффициент полезного действия по сравнению с традиционными двигателями, изготовители газотурбинных двигателей продолжают поиски дополнительных улучшений характеристик двигателей, включая повышение теплового, передаточного и тягового коэффициентов полезного действия. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении характеристик газотурбинных двигателей, включая повышение теплового, передаточного и тягового коэффициентов полезного действия.
Сущность изобретения
[0006] Газотурбинный двигатель согласно одному аспекту настоящего изобретения содержит, в частности, вентиляторную секцию, содержащую вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, и редуктор, который соединяется с вентилятором. Редуктор содержит приводную планетарную зубчатую передачу с заторможенным водилом с передаточным отношением, составляющим, по меньшей мере 1,5. Окружная скорость концевой части лопатки вентилятора составляет менее 1400 футов в секунду.
[0007] В следующем неограничительном варианте осуществления газотурбинного двигателя редуктор имеет передаточное отношение планетарной зубчатой передачи с заторможенным водилом, составляющее по меньшей мере 2,6.
[0008] В следующем неограничительном варианте осуществления одного из вышеуказанных газотурбинных двигателей редуктор имеет передаточное отношение зубчатой передачи, меньшее или равное 4,1.
[0009] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей имеется степень двухконтурности, превышающая приблизительно 6,0.
[00010] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей степень двухконтурности составляет от приблизительно 11,0 до приблизительно 22,0.
[00011] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных планетарная передача содержит центральное зубчатое колесо, множество сателлитов с заторможенным водилом, кольцевое зубчатое колесо и водило.
[00012] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей каждый из множества сателлитов содержит по меньшей мере один подшипник.
[00013] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей водило зафиксировано без возможности вращения.
[00014] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей турбина низкого давления механически соединена с центральным зубчатым колесом.
[00015] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей вентиляторная секция механически соединена с кольцевым зубчатым колесом.
[00016] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей входная часть редуктора выполнена с возможностью вращения в первом направлении, а выходная часть редуктора выполнена с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому направлению.
[00017] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей, турбинная секция низкого давления соединяется с редуктором. Турбинная секция низкого давления содержит по меньшей мере три ступени, но не более четырех ступеней.
[00018] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей окружная скорость концевой части лопатки вентилятора превышает 1000 футов в секунду.
[00019] Способ улучшения характеристик газотурбинного двигателя согласно другому аспекту настоящего изобретения включает в себя, в частности, определение граничных условий для окружной скорости концевой части для по меньшей мере одной лопатки вентиляторной секции и определение граничных условий для ротора турбины низкого давления. Уровень напряжений использует ограничения в роторе турбины низкого давления и по меньшей мере в одной лопатке вентилятора для того, чтобы определить, соответствует ли скорость вращения вентиляторной секции и турбины низкого давления требуемому числу рабочих циклов.
[00020] В следующем неограничительном варианте осуществления вышеуказанного способа редуктор соединяется с вентиляторной секцией и турбиной низкого давления и имеет передаточное отношение, составляющее по меньшей мере приблизительно 1,5 и не превышающее приблизительно 4,1.
[00021] В следующем неограничительном варианте осуществления одного из вышеуказанных способов коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,7.
[00022] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,48.
[00023] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов степень двухконтурности составляет от приблизительно 11 до приблизительно 22.
[00024] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов окружная скорость концевой части по меньшей мере одной лопатки вентилятора составляет менее 1400 футов в секунду.
[00025] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов, если уровень напряжений в роторе или по меньшей мере в одной лопатке вентилятора является слишком высоким, чтобы обеспечить требуемое число рабочих циклов, то передаточное отношение редуктора уменьшается, а число ступеней турбины низкого давления увеличивается.
[00026] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов, если уровень напряжений в роторе или по меньшей мере в одной лопатке вентилятора является слишком высоким, чтобы обеспечивать требуемое число рабочих циклов, то передаточное отношение редуктора уменьшается, а площадь сечения кольцевого канала турбины низкого давления увеличивается.
[00027] Различные характеристики и достоинства настоящего изобретения являются очевидными для специалистов в данной области техники из приведенного ниже описания. Чертежи, прилагаемые к подробному описанию, можно кратко описать следующим образом.
Краткое описание чертежей
[00028] Фиг. 1 иллюстрирует схематический вид в поперечном сечении примера осуществления газотурбинного двигателя.
[00029] Фиг. 2 иллюстрирует схематический вид одной конфигурации низконапорного каскада, которую можно использовать в газотурбинном двигателе.
[00030] Фиг. 3 иллюстрирует зубчатую передачу вентиляторного привода, которую можно использовать в газотурбинном двигателе.
Подробное раскрытие изобретения
[00031] Фиг. 1 схематически иллюстрирует газотурбинный двигатель 20. Показанный на чертеже газотурбинный двигатель 20 представляет собой двухкаскадный турбовентиляторный двигатель, который в общем случае содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию усилителя тяги (не показана) наряду с другими системами или характеристиками. Вентиляторная секция 22 перемещает воздух по обводной траектории В, в то время как компрессорная секция 24 перемещает воздух по центральной траектории С для сжатия и подачи в секцию 26 камеры сгорания. Горячие газообразные продукты сгорания, образующиеся в секции 26 камеры сгорания, проходят в турбинную секцию 28. В описанном неограничительном варианте осуществления показан двухкаскадный турбовентиляторный газотурбинный двигатель, однако, следует понимать, что описанные здесь концепции не ограничены двухкаскадными турбовентиляторными двигателями, и эти положения могут быть распространены на другие типы двигателей, включая, в частности, но без ограничения, трехкаскадные конструкции двигателей.
[00032] Показанный газотурбинный двигатель 20, в целом, содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, установленный с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя. Низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 могут быть присоединены к статической части 33 двигателя при помощи нескольких подшипниковых систем 31. При этом следует понимать, что альтернативно или дополнительно могут быть
предусмотрены другие подшипниковые системы 31, и расположение подшипниковых систем 31 может изменяться в зависимости от конкретного применения.
[00033] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 34, который присоединяет вентилятор 36, компрессор 38 низкого давления и турбину 39 низкого давления. Внутренний вал 34 может соединяться с вентилятором 36 при помощи механизма переключения скоростей, который в показанном газотурбинном двигателе 20 представлен в виде редукторной конструкции 45, в частности, редукторной системы 50 вентиляторного привода (см. фиг. 2 и 3). Механизм переключения скоростей приводит в движение вентилятор 36 с меньшей скоростью, чем низкоскоростной каскад 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 35, который присоединяет компрессор 37 высокого давления, и турбину 40 высокого давления. В этом варианте осуществления внутренний вал 34 и наружный вал 35 опираются в различных осевых позициях на подшипниковые системы 31, расположенные в статической части 33 двигателя.
[00034] Камера 42 сгорания расположена в показанной газовой турбине 20 между компрессором 37 высокого давления и турбиной 40 высокого давления. Центральная опора 44 турбины может быть, как правило, расположена между турбиной 40 высокого давления и турбиной 39 низкого давления. На центральную опору 44 турбины могут опираться одна или более подшипниковых систем 31 турбинной секции 28. Центральная опора 44 турбины может содержать одну или более аэродинамических поверхностей 46, которые проходят внутри центральной траектории С потока. При этом следует понимать, что любое из положений вентиляторной секции 22, компрессорной секции 24, секции 26 камеры сгорания, турбинной секции 28 и редукторной системы 50 вентиляторного привода может быть изменено. Так, например, редукторная система 50 может быть расположена позади секции 26 камеры сгорания или даже позади турбинной секции 28, а вентиляторная секция 22 может быть расположена впереди или позади редукторной системы 50.
[00035] Внутренний вал 34 и наружный вал 35 являются концентричными и вращаются при помощи подшипниковых систем 31 вокруг центральной продольной оси А двигателя, которая является коллинеарной их продольным осям.
Центральный воздушный поток сжимается компрессором 38 низкого давления и компрессором 37 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 42 сгорания, а затем в виде потока газообразных продуктов сгорания проходит в турбину 40 высокого давления и турбине 39 низкого давления. Под действием этого потока турбина 40 высокого давления и турбина 39 низкого давления приводят во вращение соответствующий высокоскоростной каскад 32 и низкоскоростной каскад 30.
[00036] В неограничительном варианте осуществления газотурбинный двигатель 20 представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В другом примере степень двухконтурности газотурбинного двигателя 20 превышает приблизительно шесть (6:1). Редукторная система 45 может содержать эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу, планетарную зубчатую передачу с заторможенным водилом или другую зубчатую передачу. Редукторная система 45 позволяет низкоскоростному каскаду 30 работать при более высоких скоростях, что может обеспечивать увеличение коэффициента эксплуатации компрессора 38 низкого давления и турбины 39 низкого давления и создавать повышенное давление при уменьшении числа ступеней.
[00037] Коэффициент давления турбины 39 низкого давления может представлять собой отношение давления, измеренного перед входом турбины 39 низкого давления к давлению на выходе турбины 39 низкого давления и перед выпускным соплом газотурбинного двигателя 20. В одном неограничительном варианте осуществления степень двухконтурности газотурбинного двигателя 20 превышает приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно больше, чем диаметр компрессора 38 низкого давления, и турбина 39 низкого давления имеет коэффициент давления, который превышает приблизительно пять (5:1). В другом неограничительном варианте осуществления степень двухконтурности составляет более 11 и менее 22, или более 13 и менее 20. Однако при этом следует понимать, что вышеуказанные параметры относятся только к двигателю с редукторной конструкцией или к другому двигателю, в котором используется механизм переключения скоростей, в то время как настоящее изобретение может быть использовано с другими газотурбинными двигателями, включая прямоприводные
турбовентиляторы. В одном неограничительном варианте осуществления турбина 39 низкого давления содержит по меньшей мере одну ступень и не более, чем восемь ступеней, или по меньшей мере три ступени и не более чем шесть ступеней. В другом неограничительном варианте осуществления турбина 39 низкого давления содержит по меньшей мере три ступени и не более чем четыре ступени.
[00038] В этом варианте осуществления показанного газотурбинного двигателя 20 значительная часть силы тяги обеспечивается по обводной траектории В вследствие высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 газотурбинного двигателя 20 предназначена для определенного конкретного режима полета, обычно представляющего собой крейсерский режим приблизительно при 0.8 Маха и около 35,000 футов. Этот режим полета при оптимальном потреблении топлива газотурбинным двигателем 20 известен также как крейсерский полет при минимальном удельном расходе топлива по тяге (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр потребления топлива на единицу тяги.
0,5
[00039] Коэффициент давления в вентиляторе представляет собой отношение давлений на лопатке вентиляторной секции 22 без применения системы выходной направляющей лопатки вентилятора. Нижний коэффициент давления в вентиляторе согласно одному неограничительному варианту осуществления газотурбинного двигателя 20 составляет менее 1,45. В другом неограничительном варианте осуществления газотурбинного двигателя 20 коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,38 и более 1,25. В еще одном неограничительном варианте осуществления отношение давлений в вентиляторе составляет менее 1,48. В следующем неограничительном варианте осуществления коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,52. В еще одном неограничительном варианте осуществления коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,7. Нижняя приведенная окружная скорость концевой части лопатки вентилятора представляет собой фактическую окружную скорость концевой части лопатки вентилятора, поделенную на стандартную температурную поправку, принятую в промышленности, [(Tram°R)/(518.7°R)], где Т представляет собой температуру окружающей среды в градусах Ранкина. Нижняя приведенная окружная скорость концевой части лопатки вентилятора согласно одному неограничительному
варианту осуществления газотурбинного двигателя 20 составляет менее, чем приблизительно 1150 футов в секунду (351 м/с). Нижняя приведенная окружная скорость концевой части лопатки вентилятора согласно другому неограничительному варианту осуществления газотурбинного двигателя 20 составляет менее, чем приблизительно 1400 футов в секунду (427 м/с). Нижняя приведенная окружная скорость концевой части лопатки вентилятора согласно еще одному неограничительному варианту осуществления газотурбинного двигателя 20 составляет более, чем приблизительно 1000 футов в секунду (305 м/с).
[00040] Фиг. 2 схематически иллюстрирует низкоскоростной каскад 30 газотурбинного двигателя 20. Низкоскоростной каскад 30 содержит вентилятор 36, компрессор 38 низкого давления, и турбину 39 низкого давления. Внутренний вал 34 соединяет вентилятор 36, компрессор 38 низкого давления и турбину 39 низкого давления. Внутренний вал 34 соединяется с вентилятором 36 при помощи зубчатой передачи 50 вентиляторного привода. В этом варианте осуществления зубчатая передача 50 вентиляторного привода обеспечивает вращение турбины 39 низкого давления и вентилятора 36 в противоположных направлениях. Так, например, вентилятор 36 вращается в первом направлении D1, в то время как турбина 39 низкого давления вращается во втором направлении D2, которое является противоположным первому направлению D1.
[00041] Фиг. 3 иллюстрирует вариант осуществления зубчатой передачи 50 вентиляторного привода, используемой в газотурбинном двигателе 20 для обеспечения вращения вентилятора 36 и турбины 39 низкого давления в противоположных направлениях. В этом варианте осуществления зубчатая передача 50 вентиляторного привода содержит планетарную зубчатую передачу заторможенным водилом с центральным зубчатым колесом 52, кольцевым зубчатым колесом 54, расположенным вокруг центрального зубчатого колеса 52, и множеством сателлитов 56 с заторможенным водилом, которые имеют опорные подшипники 57 и расположены между центральным зубчатым колесом 52 и кольцевым зубчатым колесом 54. Неподвижное водило 58 является несущим элементом и соединено с каждым из сателлитов 56. В этом варианте осуществления неподвижное водило 58 не вращается и соединено с неподвижной частью 55 конструкции газотурбинного двигателя 20.
[00042] Центральное зубчатое колесо 52 запускается турбиной 39 низкого давления (см. фиг. 2) и вращается в первом направлении D1, вращая при этом множество сателлитов 56 с заторможенным водилом во втором направлении D2, которое является противоположным первому направлению D1. Движение множества сателлитов 56 передается кольцевому зубчатому колесу 54, которое вращается во втором направлении D2, противоположном первому направлению D1 вращения центрального зубчатого колеса 52. Кольцевое зубчатое колесо 54 соединяется с вентилятором 36, обеспечивая вращение вентилятора 36 (см. фиг. 2) во втором направлении D2.
[00043] Передаточное отношение планетарной передачи с заторможенным водилом в зубчатой передаче 50 вентиляторного привода определяется путем измерения диаметра кольцевого зубчатого колеса 54 и деления этого диаметра на диаметр центрального зубчатого колеса 52. В одном варианте осуществления передаточное отношение планетарной передачи с заторможенным водилом в редукторной системе 45 составляет от 1,5 до 4,1. В другом варианте осуществления передаточное отношение в зубчатой передаче 50 вентиляторного привода составляет от 2,6 до 4,1. Если передаточное отношение планетарной передачи с заторможенным водилом составляет менее 1,5, то центральное зубчатое колесо 52 является гораздо большим, чем сателлиты 56. Эта разница размеров уменьшает нагрузку на сателлиты 56, благодаря уменьшению размера опорных подшипников 57 сателлитов. Если передаточное отношение планетарной передачи с заторможенным водилом превышает 4.1, то центральное зубчатое колесо 52 может быть гораздо меньшим, чем сателлиты 56. Эта разница размеров увеличивает размер опорных подшипников 57 сателлитов 56, но уменьшает нагрузку на центральное зубчатое колесо 52, благодаря уменьшению его размера и числа зубьев. Альтернативно этому вместо опорных подшипников 57 можно использовать роликовые подшипники.
[00044] Улучшение характеристик газотурбинного двигателя 20 начинается с определения граничных условий для окружной скорости концевой части, по меньшей мере, для одной лопатки вентилятора 36, чтобы определить скорость концевой части лопатки вентилятора. Максимальный диаметр вентилятора определяется на основании расчетного количества сжигаемого топлива, которое
получается из составления баланса коэффициента полезного действия двигателя, массы воздуха, поступающего по обводной траектории В, и увеличения массы двигателя при увеличении размера лопаток вентилятора.
[00045] Затем определяют граничные условия для ротора каждой ступени турбины 39 низкого давления, чтобы установить скорость кромки ротора и определить размер ротора и число ступеней турбины 39 низкого давления, исходя из коэффициента полезного действия турбины 39 низкого давления и компрессора 38 низкого давления.
[00046] Ограничения, которые касаются уровней напряжения в роторе и лопатке вентилятора, используются для того, чтобы определить, соответствует ли скорость вращения вентилятора 36 и турбины 39 низкого давления требуемому числу рабочих циклов. Если уровни напряжений в роторе или лопатке вентилятора являются слишком высокими, то передаточное отношение зубчатой передачи 50 вентиляторного привода можно уменьшить, а число ступеней турбины 39 низкого давления или площадь поперечного сечения кольцевого канала турбины 39 низкого давления можно увеличить.
[00047] Хотя различные неограничительные варианты осуществления показаны с конкретными компонентами, варианты осуществления настоящего изобретения не ограничены этими конкретными комбинациями. Возможно использование некоторых компонентов или характеристик из одних неограничительных вариантов осуществления в сочетании с характеристиками или компонентами из каких-либо других неограничительных вариантов осуществления.
[00048] Следует понимать, что одинаковыми ссылочными номерами на нескольких чертежах обозначены соответствующие или сходные элементы. Следует также понимать, что, хотя в представленных вариантах осуществления описано и показано определенное размещение компонентов, другие компоновки также могут быть успешно использованы в соответствии с положениями настоящего изобретения.
[00049] Приведенное выше описание следует интерпретировать как иллюстративное, а не как ограничительное в каком-либо смысле. Для рядового специалиста в данной области техники очевидно, что определенные видоизменения могут входить в объем данного изобретения. По этим причинам следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить истинный объем и содержание настоящего изобретения.