BR102016015269B1

BR102016015269B1 - GAS TURBINE ENGINE

Info

Publication number: BR102016015269B1
Application number: BR102016015269-0A
Authority: BR
Inventors: Daniel Bernard Kupratis; Frederick M. Schwarz
Original assignee: United Technologies Corporation
Priority date: 2015-07-01
Filing date: 2016-06-29
Publication date: 2024-06-04

Abstract

MOTOR DE TURBINA A GÁS. Um motor de turbina a gás tipicamente inclui uma seção de ventilador, uma seção de compressor, uma seção de combustor e uma seção de turbina. Um dispositivo de redução de velocidade, tal como um conjunto de engrenagem epicíclica, pode ser utilizado para acionar a seção de ventilador de modo que a seção de ventilador possa girar a uma velocidade diferente da seção de turbina, de modo a aumentar a eficiência propulsiva global do motor. Em tais arquiteturas de motores, um eixo acionado por uma das seções de turbina fornece uma entrada para o conjunto de engrenagem epicíclica que aciona a seção de ventilador a uma velocidade diferente da seção de turbina, de modo que tanto a seção de turbina quanto a seção de ventilador possam girar em velocidades mais perto das ótimas fornecendo atributos de desempenho elevados e desempenho por combinações desejáveis das características divulgadas do vários componentes do motor de turbina a gás descrito e divulgado.GAS TURBINE ENGINE. A gas turbine engine typically includes a fan section, a compressor section, a combustor section, and a turbine section. A speed reduction device, such as an epicyclic gear assembly, can be used to drive the fan section so that the fan section can rotate at a different speed than the turbine section, so as to increase the overall propulsive efficiency. of the engine. In such engine architectures, a shaft driven by one of the turbine sections provides an input to the epicyclic gear assembly that drives the fan section at a different speed than the turbine section, so that both the turbine section and the turbine section fan can rotate at speeds closer to optimal providing high performance attributes and performance by desirable combinations of the disclosed characteristics of the various components of the described and disclosed gas turbine engine.

Description

CROSS REFERENCE TO RELATED ORDER

[001] Este pedido é uma continuação em parte do Pedido Internacional N.° PCT/US13/23559, depositado em 29 de janeiro de 2013, o qual reivindica prioridade do Pedido dos Estados Unidos N.° 13/645.606, depositado em 5 de outubro de 2012, agora Patente dos Estados Unidos N.° 8.935.913, concedida em 20 de janeiro de 2015, o qual era uma continuação em parte do Pedido dos Estados Unidos N.° 13/363.154, depositado em 31 de janeiro de 2012, e reivindica prioridade do Pedido Provisional dos Estados Unidos N.° 61/653.745, depositado em 31 de maio de 2012.[001] This application is a continuation in part of International Application No. PCT/US13/23559, filed on January 29, 2013, which claims priority to United States Application No. 13/645,606, filed on January 5 October 2012, now United States Patent No. 8,935,913, granted January 20, 2015, which was a continuation in part of United States Application No. 13/363,154, filed January 31, 2012 , and claims priority from United States Provisional Application No. 61/653,745, filed on May 31, 2012.

FUNDAMENTALS

[002] Um motor de turbina a gás tipicamente inclui uma seção de ventilador, uma seção de compressor, uma seção de combustor e uma seção de turbina. O ar que entra na seção de compressor é comprimido e fornecido para a seção de combustão onde ele é misturado com combustível e inflamado para gerar um fluxo de gás de exaustão de alta velocidade. O fluxo de gás de exaustão de alta velocidade expande através da seção de turbina para acionar o compressor e a seção de ventilador. A seção de compressor inclui, tipicamente, compressores de baixa e alta pressão e a seção de turbina inclui turbinas de baixa e alta pressão.[002] A gas turbine engine typically includes a fan section, a compressor section, a combustor section and a turbine section. Air entering the compressor section is compressed and supplied to the combustion section where it is mixed with fuel and ignited to generate a high-velocity exhaust gas flow. The high-velocity exhaust gas flow expands through the turbine section to drive the compressor and fan section. The compressor section typically includes low and high pressure compressors and the turbine section includes low and high pressure turbines.

[003] A turbina de alta pressão aciona o compressor de alta pressão através de um eixo externo, para formar um carretel de alta e a turbina de baixa pressão aciona o compressor de baixa pressão através de um eixo interno para formar um carretel de baixo. O eixo interno também pode acionar a seção de ventilador. Um motor de turbina a gás de acionamento direto inclui uma seção de ventilador acionada pelo eixo interno, de modo que o compressor de baixa pressão, a turbina de baixa pressão e a seção de ventilador girem numa velocidade comum numa direção comum.[003] The high pressure turbine drives the high pressure compressor through an external shaft, to form a high spool and the low pressure turbine drives the low pressure compressor through an internal shaft to form a low spool. The internal shaft can also drive the fan section. A direct drive gas turbine engine includes a fan section driven by the internal shaft so that the low pressure compressor, low pressure turbine and fan section rotate at a common speed in a common direction.

[004] Um dispositivo de redução de velocidade, tal como um conjunto de engrenagem epicíclica, pode ser utilizado para acionar a seção de ventilador de modo que a seção de ventilador possa girar a uma velocidade diferente da seção de turbina, de modo a aumentar a eficiência propulsiva global do motor. Em tais arquiteturas de motores, um eixo acionado por uma das seções de turbina fornece uma entrada para o conjunto de engrenagem epicíclica que aciona a seção de ventilador a uma velocidade diferente da seção de turbina, de modo que tanto a seção de turbina quanto a seção de ventilador possam girar em velocidades mais perto das ótimas.[004] A speed reduction device, such as an epicyclic gear assembly, can be used to drive the fan section so that the fan section can rotate at a different speed than the turbine section, so as to increase the overall propulsive efficiency of the engine. In such engine architectures, a shaft driven by one of the turbine sections provides an input to the epicyclic gear assembly that drives the fan section at a different speed than the turbine section, so that both the turbine section and the turbine section fan can rotate at speeds closer to optimum.

[005] Embora arquiteturas engrenadas tenham melhorado a eficiência propulsiva, os fabricantes de motores de turbina continuam a procurar melhorias adicionais no desempenho do motor incluindo melhorias em eficiências térmica, de transferência e propulsiva.[005] Although geared architectures have improved propulsive efficiency, turbine engine manufacturers continue to seek additional improvements in engine performance including improvements in thermal, transfer and propulsive efficiencies.

SUMMARY

[006] Um motor de turbina a gás de acordo com uma modalidade exemplar desta divulgação, entre outras coisas possíveis, inclui um ventilador incluindo uma pluralidade de pás de ventilador giratórias em torno de um eixo de motor, uma seção de compressor, um combustor em comunicação de fluido com a seção de compressor, uma seção de turbina em comunicação de fluido com o combustor, a seção de turbina incluindo uma turbina de acionamento de ventilador e uma segunda turbina, em que a segunda turbina é disposta para vante da turbina de acionamento de ventilador e a turbina de acionamento de ventilador inclui uma pluralidade de estágios de turbina de acionamento de ventilador com uma razão entre o número de pás de ventilador e o número de estágios de turbina de acionamento de ventilador que é maior que cerca de 2,5, e um sistema de mudança de velocidade acionado pela turbina de acionamento de ventilador para girar o ventilador em torno do eixo de motor, em que a turbina de acionamento de ventilador tem uma primeira área de saída e é configurada para girar a uma primeira velocidade, a segunda seção de turbina tem uma segunda área de saída e é configurada para girar a uma segunda velocidade a qual é mais rápida que a primeira velocidade, em que a seção de turbina inclui um volume definido dentro de uma periferia interna e uma periferia externa entre uma borda de ataque de uma palheta mais a montante para uma borda de fuga de um aerofólio rotativo mais a jusante e é configurada para fornecer uma densidade de empuxo maior que 1,5 lbf/in3 e menor ou igual a 5,5 lbf/in3 no Empuxo de Decolagem ao Nível do Mar.[006] A gas turbine engine according to an exemplary embodiment of this disclosure, among other possible things, includes a fan including a plurality of fan blades rotatable about an engine shaft, a compressor section, a combustor in fluid communication with the compressor section, a turbine section in fluid communication with the combustor, the turbine section including a fan drive turbine and a second turbine, wherein the second turbine is disposed forward of the drive turbine fan drive turbine and the fan drive turbine includes a plurality of fan drive turbine stages with a ratio of the number of fan blades to the number of fan drive turbine stages that is greater than about 2.5 , and a speed change system driven by the fan drive turbine to rotate the fan about the motor shaft, wherein the fan drive turbine has a first outlet area and is configured to rotate at a first speed, the second turbine section has a second outlet area and is configured to rotate at a second speed which is faster than the first speed, wherein the turbine section includes a defined volume within an inner periphery and an outer periphery between a leading edge of a most upstream vane to a trailing edge of a most downstream rotating airfoil and is configured to provide a thrust density greater than 1.5 lbf/in3 and less than or equal to 5.5 lbf/in3 in Takeoff Thrust at Sea Level.

[007] Numa modalidade adicional do motor precedente, o sistema de mudança de velocidade compreende uma caixa de engrenagem e o ventilador e a turbina de acionamento de ventilador giram ambos numa primeira direção em torno do eixo do motor e a segunda seção de turbina gira numa segunda direção oposta à primeira direção.[007] In a further embodiment of the preceding engine, the speed change system comprises a gearbox and the fan and fan drive turbine both rotate in a first direction about the engine axis and the second turbine section rotates in a second direction opposite to the first direction.

[008] Numa modalidade adicional do motor precedente, o sistema de mudança de velocidade compreende uma caixa de engrenagem e o ventilador, a turbina de acionamento de ventilador e a segunda seção de turbina giram todos numa primeira direção em torno do eixo do motor.[008] In a further embodiment of the preceding engine, the speed change system comprises a gearbox and the fan, the fan drive turbine and the second turbine section all rotate in a first direction about the engine axis.

[009] Numa modalidade adicional do motor precedente, o sistema de mudança de velocidade compreende uma caixa de engrenagem e em que o ventilador e a segunda turbina giram ambos numa primeira direção em torno do eixo do motor e a turbina de acionamento de ventilador gira numa segunda direção oposta à primeira direção.[009] In a further embodiment of the preceding engine, the speed change system comprises a gearbox and wherein the fan and the second turbine both rotate in a first direction about the engine axis and the fan drive turbine rotates in a second direction opposite to the first direction.

[0010] Numa modalidade adicional do motor precedente, o sistema de mudança de velocidade compreende uma caixa de engrenagem e em que o ventilador é giratório numa primeira direção e a turbina de acionamento de ventilador e a segunda seção de turbina giram numa segunda direção oposta à primeira direção em torno do eixo do motor.[0010] In a further embodiment of the preceding engine, the speed change system comprises a gearbox and wherein the fan is rotatable in a first direction and the fan drive turbine and second turbine section rotate in a second direction opposite to that. first direction around the motor axis.

[0011] Em uma modalidade adicional do motor precedente, o sistema de mudança de velocidade compreende uma redução de engrenagem tendo uma relação de transmissão maior que 2,3.[0011] In a further embodiment of the preceding engine, the speed change system comprises a gear reduction having a gear ratio greater than 2.3.

[0012] Em uma modalidade adicional do motor precedente, o ventilador fornece uma porção de ar para um duto de derivação e uma porção de derivação sendo definida como a porção de ar fornecida para o duto de derivação dividida pela quantidade de ar fornecida para a seção de compressor, com a razão de derivação sendo maior que 6,0.[0012] In a further embodiment of the preceding engine, the fan supplies a portion of air to a bypass duct and a bypass portion being defined as the portion of air supplied to the bypass duct divided by the amount of air supplied to the section compressor, with the bypass ratio being greater than 6.0.

[0013] Em uma modalidade adicional do motor precedente, a razão de derivação é maior que 10,0.[0013] In an additional embodiment of the preceding engine, the bypass ratio is greater than 10.0.

[0014] Em uma modalidade adicional do motor precedente, uma razão de pressão de ventilador através do ventilador é menor que 1,5.[0014] In a further embodiment of the preceding engine, a fan pressure ratio across the fan is less than 1.5.

[0015] Em outra modalidade do motor precedente, o ventilador tem 26 ou menos pás.[0015] In another embodiment of the preceding engine, the fan has 26 or fewer blades.

[0016] Em uma modalidade adicional do motor precedente, a seção de turbina de acionamento de ventilador tem até 6 estágios.[0016] In a further embodiment of the preceding engine, the fan drive turbine section has up to 6 stages.

[0017] Em uma modalidade adicional do motor precedente, a razão entre o número de pás de ventilador e o número de estágios de turbina de acionamento de ventilador é menor que 8,5.[0017] In a further embodiment of the preceding engine, the ratio between the number of fan blades and the number of fan drive turbine stages is less than 8.5.

[0018] Em uma modalidade adicional do motor precedente, uma razão de pressão através da turbina de acionamento de ventilador é maior que cerca de 5:1.[0018] In a further embodiment of the preceding engine, a pressure ratio across the fan drive turbine is greater than about 5:1.

[0019] Em uma modalidade adicional do motor precedente, a turbina de acionamento de ventilador inclui um primeiro rotor a ré fixado a um primeiro eixo, a segunda turbina inclui um segundo rotor a ré fixado a um segundo eixo e um primeiro conjunto de mancal e um segundo conjunto de mancal são dispostos a ré do combustor, em que o primeiro conjunto de mancal é disposto axialmente a ré de uma primeira conexão entre o primeiro rotor a ré e o primeiro eixo e o segundo conjunto de mancal é disposto axialmente a ré de uma segunda conexão entre o segundo rotor a ré e o segundo eixo.[0019] In a further embodiment of the preceding engine, the fan drive turbine includes a first aft rotor attached to a first shaft, the second turbine includes a second aft rotor attached to a second axle, and a first bearing assembly and a second bearing assembly are disposed aft of the combustor, wherein the first bearing assembly is disposed axially aft of a first connection between the first aft rotor and the first shaft and the second bearing assembly is disposed axially aft of a second connection between the second aft rotor and the second shaft.

[0020] Em uma modalidade adicional do motor precedente, a turbina de acionamento de ventilador inclui um primeiro rotor a ré fixado a um primeiro eixo, a segunda turbina inclui um segundo rotor a ré fixado a um segundo eixo e um primeiro conjunto de mancal e um segundo conjunto de mancal são dispostos a ré do combustor, em que o primeiro conjunto de mancal é disposto axialmente a ré de uma primeira conexão entre o primeiro rotor a ré e o primeiro eixo, e o segundo conjunto de mancal é disposto axialmente a vante de uma segunda conexão entre o segundo rotor a ré e o segundo eixo.[0020] In a further embodiment of the preceding engine, the fan drive turbine includes a first aft rotor attached to a first shaft, the second turbine includes a second aft rotor attached to a second axle, and a first bearing assembly and a second bearing assembly are disposed aft of the combustor, wherein the first bearing assembly is disposed axially aft of a first connection between the first aft rotor and the first shaft, and the second bearing assembly is disposed axially forward of a second connection between the second aft rotor and the second shaft.

[0021] Em uma modalidade adicional do motor precedente, a turbina de acionamento de ventilador inclui um primeiro rotor a ré fixado a um primeiro eixo, a segunda turbina inclui um segundo rotor a ré fixado a um segundo eixo e um primeiro conjunto de mancal e um segundo conjunto de mancal são dispostos a ré do combustor, em que o primeiro conjunto de mancal é disposto axialmente a ré de uma primeira conexão entre o primeiro rotor a ré e o primeiro eixo, e o segundo conjunto de mancal é disposto dentro do espaço anular definido entre o primeiro eixo e o segundo eixo.[0021] In a further embodiment of the preceding engine, the fan drive turbine includes a first aft rotor attached to a first shaft, the second turbine includes a second aft rotor attached to a second axle, and a first bearing assembly and a second bearing assembly are disposed aft of the combustor, wherein the first bearing assembly is disposed axially aft of a first connection between the first aft rotor and the first shaft, and the second bearing assembly is disposed within the space annulus defined between the first axis and the second axis.

[0022] Em uma modalidade adicional do motor precedente, a turbina de acionamento de ventilador inclui um primeiro rotor a ré fixado a um primeiro eixo, a segunda turbina inclui um segundo rotor a ré fixado a um segundo eixo e um primeiro conjunto de mancal e um segundo conjunto de mancal são dispostos a ré do combustor, em que o primeiro conjunto de mancal é disposto axialmente a vante de uma primeira conexão entre o primeiro rotor a ré e o primeiro eixo e o segundo conjunto de mancal é disposto axialmente a ré de uma segunda conexão entre o segundo rotor a ré e o segundo eixo.[0022] In a further embodiment of the preceding engine, the fan drive turbine includes a first aft rotor attached to a first shaft, the second turbine includes a second aft rotor attached to a second axle, and a first bearing assembly and a second bearing assembly are disposed aft of the combustor, wherein the first bearing assembly is disposed axially forward of a first connection between the first aft rotor and the first shaft and the second bearing assembly is disposed axially aft of a second connection between the second aft rotor and the second shaft.

[0023] Em outra modalidade do motor precedente, a turbina de acionamento de ventilador é uma de três rotores de turbina, enquanto os outros dois dos rotores de turbina cada um aciona um rotor de compressor.[0023] In another embodiment of the preceding engine, the fan driving turbine is one of three turbine rotors, while the other two of the turbine rotors each drive a compressor rotor.

[0024] Em uma modalidade adicional do motor precedente, a turbine de acionamento de ventilador aciona um rotor de compressor.[0024] In an additional embodiment of the preceding engine, the fan drive turbine drives a compressor rotor.

[0025] Em uma modalidade adicional do motor precedente, o sistema de mudança de velocidade é posicionado intermediariamente a um rotor de compressor acionado pela seção de turbina de acionamento de ventilador e o ventilador.[0025] In a further embodiment of the preceding engine, the speed change system is positioned intermediately to a compressor rotor driven by the fan drive turbine section and the fan.

[0026] Em uma modalidade adicional do motor precedente, o sistema de mudança de velocidade é posicionado intermediariamente à turbina de acionamento de ventilador e ao rotor de compressor acionado pela turbina de acionamento de ventilador.[0026] In a further embodiment of the preceding engine, the speed change system is positioned intermediately to the fan drive turbine and the compressor rotor driven by the fan drive turbine.

[0027] Embora os diferentes exemplos tenham os componentes específicos mostrados nas ilustrações, modalidades desta divulgação não são limitadas a essas combinações particulares. É possível utilizar alguns dos componentes ou características de um dos exemplos em combinação com características ou componentes de outros exemplos.[0027] Although the different examples have the specific components shown in the illustrations, embodiments of this disclosure are not limited to these particular combinations. It is possible to use some of the components or characteristics of one of the examples in combination with characteristics or components of other examples.

[0028] Estas e outras características descritas neste documento podem ser melhor compreendidas a partir da seguinte especificação e figuras, com a breve descrição a seguir.[0028] These and other characteristics described in this document can be better understood from the following specification and figures, with the brief description below.

BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

[0029] A Figura 1 é uma vista esquemática de um motor de turbina a gás de exemplo.[0029] Figure 1 is a schematic view of an example gas turbine engine.

[0030] A Figura 2 é uma vista esquemática indicando a rotação relativa entre seções de um motor de turbina a gás de exemplo.[0030] Figure 2 is a schematic view indicating the relative rotation between sections of an example gas turbine engine.

[0031] A Figura 3 é outra vista esquemática indicando a rotação relativa entre seções de um motor de turbina a gás de exemplo.[0031] Figure 3 is another schematic view indicating the relative rotation between sections of an example gas turbine engine.

[0032] A Figura 4 é outra vista esquemática indicando a rotação relativa entre seções de um motor de turbina a gás de exemplo.[0032] Figure 4 is another schematic view indicating the relative rotation between sections of an example gas turbine engine.

[0033] A Figura 5 é outra vista esquemática indicando a rotação relativa entre seções de um motor de turbina a gás de exemplo.[0033] Figure 5 is another schematic view indicating the relative rotation between sections of an example gas turbine engine.

[0034] A Figura 6 é uma vista esquemática de uma configuração de mancal suportando rotação de carretéis de alta e baixa de exemplo do motor de turbina a gás de exemplo.[0034] Figure 6 is a schematic view of a bearing configuration supporting high and low spool rotation of an example gas turbine engine.

[0035] A Figura 7 é outra vista esquemática de uma configuração de mancal suportando rotação de carretéis de alta e baixa de exemplo do motor de turbina a gás de exemplo.[0035] Figure 7 is another schematic view of a bearing configuration supporting high and low spool rotation of an example gas turbine engine.

[0036] A Figura 8A é outra vista esquemática de uma configuração de mancal suportando rotação de carretéis de alta e baixa de exemplo do motor de turbina a gás de exemplo.[0036] Figure 8A is another schematic view of a bearing configuration supporting high and low spool rotation of an example gas turbine engine.

[0037] A Figura 8B é uma vista ampliada da configuração de mancal de exemplo mostrada na Figura 8A.[0037] Figure 8B is an enlarged view of the example bearing configuration shown in Figure 8A.

[0038] A Figura 9 é outra vista esquemática de uma configuração de mancal suportando rotação de carretéis de alta e baixa de exemplo do motor de turbina a gás de exemplo.[0038] Figure 9 is another schematic view of a bearing configuration supporting high and low spool rotation of an example gas turbine engine.

[0039] A Figura 10 é uma vista esquemática de uma seção de turbina compacta de exemplo.[0039] Figure 10 is a schematic view of an example compact turbine section.

[0040] A Figura 11 é uma seção transversal esquemática de estágios de exemplo para o motor de turbina a gás de exemplo divulgado.[0040] Figure 11 is a schematic cross-section of example stages for the disclosed example gas turbine engine.

[0041] A Figura 12 é uma vista esquemática de um rotor de turbina de exemplo perpendicular ao eixo de rotação.[0041] Figure 12 is a schematic view of an example turbine rotor perpendicular to the axis of rotation.

[0042] A Figura 13 é outra modalidade de um motor de turbina a gás de exemplo para uso com a presente invenção.[0042] Figure 13 is another embodiment of an example gas turbine engine for use with the present invention.

[0043] A Figura 14 é ainda outra modalidade de um motor de turbina a gás de exemplo para uso com a presente invenção.[0043] Figure 14 is yet another embodiment of an example gas turbine engine for use with the present invention.

DETAILED DESCRIPTION

[0044] A Figura 1 ilustra esquematicamente um motor de turbina a gás de exemplo 20 que inclui uma seção de ventilador 22, uma seção de compressor 24, uma seção de combustor 26 e uma seção de turbina 28. Motores alternativos podem incluir uma seção aumentadora (não mostrada) entre outros sistemas ou recursos. A seção de ventilador 22 conduz ar ao longo de um caminho de fluxo de derivação B enquanto a seção de compressor 24 aspira ar ao longo de um caminho de fluxo de núcleo C, onde ar é comprimido e comunicado a uma seção de combustor 26. Na seção de combustor 26, ar é misturado com combustível e inflamado para gerar uma corrente de gás de escape de alta pressão que expande através da seção de turbina 28 onde energia é extraída e utilizada para acionar a seção de ventilador 22 e a seção de compressor 24.[0044] Figure 1 schematically illustrates an example gas turbine engine 20 that includes a fan section 22, a compressor section 24, a combustor section 26, and a turbine section 28. Alternative engines may include a booster section (not shown) among other systems or resources. The fan section 22 drives air along a bypass flow path B while the compressor section 24 draws air along a core flow path C, where air is compressed and communicated to a combustor section 26. In combustor section 26, air is mixed with fuel and ignited to generate a high pressure exhaust gas stream which expands through the turbine section 28 where energy is extracted and used to drive the fan section 22 and the compressor section 24 .

[0045] Embora a modalidade não limitativa divulgada represente um motor de turbina a gás de turboventilador, deve ser entendido que os conceitos aqui descritos não estão limitados ao uso com turboventiladores, pois os ensinamentos podem ser aplicados a outros tipos de motores de turbina; por exemplo, um motor de turbina incluindo uma arquitetura de três carretéis na qual três carretéis concentricamente giram em torno de um eixo comum, de modo que um carretel de baixa permita a uma turbina de baixa pressão acionar um ventilador via uma caixa de engrenagem, um carretel intermediário que permite a uma turbina de pressão intermediária acionar um primeiro compressor da seção de compressor e um carretel de alta que permite a uma turbina de alta pressão acionar um compressor de alta pressão da seção de compressor.[0045] Although the non-limiting embodiment disclosed represents a turbofan gas turbine engine, it should be understood that the concepts described herein are not limited to use with turbofans, as the teachings can be applied to other types of turbine engines; for example, a turbine engine including a three-spool architecture in which three spools concentrically rotate about a common axis such that a low-pressure spool allows a low-pressure turbine to drive a fan via a gearbox, a intermediate spool that allows an intermediate pressure turbine to drive a first compressor of the compressor section and a high spool that allows a high pressure turbine to drive a high pressure compressor of the compressor section.

[0046] O motor de exemplo 20 geralmente inclui um carretel de baixa velocidade 30 e um carretel de alta velocidade 32 montados para rotação em torno de um eixo longitudinal central de motor A em relação a uma estrutura estática de motor 36 via vários sistemas de mancal 38. Deve ser entendido que vários sistemas de mancais 38 em vários locais podem alternativamente ou adicionalmente ser fornecidos.[0046] Example motor 20 generally includes a low-speed spool 30 and a high-speed spool 32 mounted for rotation about a central longitudinal axis of motor A relative to a static motor frame 36 via various bearing systems. 38. It is to be understood that various bearing systems 38 at various locations may alternatively or additionally be provided.

[0047] O carretel de baixa velocidade 30 inclui geralmente um eixo interno 40 que conecta um ventilador 42 e uma seção de compressor baixa pressão (ou primeira) 44 a uma seção de turbina de baixa pressão (ou primeira) 46. O eixo interno 40 aciona o ventilador 42 através de um dispositivo de mudança de velocidade, tal como uma arquitetura com engrenagem 48, para acionar o ventilador 42 a uma velocidade mais baixa do que o carretel de baixa velocidade 30. O carretel de alta velocidade 32 inclui um eixo externo 50 que interliga uma seção de compressor de alta pressão (ou segunda) 52 e uma seção de turbina de alta pressão (ou segunda) 54. O eixo interno 40 e o eixo externo 50 são concêntricos e giram através dos sistemas de mancal 38 em torno do eixo longitudinal central de motor A.[0047] The low-speed spool 30 generally includes an inner shaft 40 that connects a fan 42 and a low-pressure (or first) compressor section 44 to a low-pressure (or first) turbine section 46. The inner shaft 40 drives the fan 42 through a speed changing device, such as a geared architecture 48, to drive the fan 42 at a lower speed than the low speed spool 30. The high speed spool 32 includes an external shaft 50 which interconnects a high pressure (or second) compressor section 52 and a high pressure (or second) turbine section 54. The inner shaft 40 and the outer shaft 50 are concentric and rotate through the bearing systems 38 around of the central longitudinal axis of engine A.

[0048] Um combustor 56 é disposto entre o compressor de alta pressão 52 e a turbina de alta pressão 54. Num exemplo, a turbina de alta pressão 54 inclui pelo menos dois estágios para proporcionar uma turbina de alta pressão de dois estágios 54. Em outro exemplo, a turbina de alta pressão 54 inclui apenas um único estágio. Como aqui utilizado, um compressor ou turbina de "alta pressão" experimenta uma pressão mais alta do que um compressor ou turbina de "baixa pressão" correspondente.[0048] A combustor 56 is disposed between the high-pressure compressor 52 and the high-pressure turbine 54. In one example, the high-pressure turbine 54 includes at least two stages to provide a two-stage high-pressure turbine 54. In As another example, high pressure turbine 54 includes only a single stage. As used herein, a "high pressure" compressor or turbine experiences a higher pressure than a corresponding "low pressure" compressor or turbine.

[0049] A turbina de baixa pressão de exemplo 46 tem uma razão de pressão que é maior que cerca de 5. A razão de pressão da turbina de baixa pressão de exemplo 46 é medida antes de uma entrada da turbina de baixa pressão 46 quando relacionada à pressão medida na saída da turbina de baixa pressão 46 antes de um bocal de exaustão.[0049] The example low pressure turbine 46 has a pressure ratio that is greater than about 5. The pressure ratio of the example low pressure turbine 46 is measured before an inlet of the low pressure turbine 46 when related to the pressure measured at the outlet of the low pressure turbine 46 before an exhaust nozzle.

[0050] Uma estrutura de turbina intermediária 58 da estrutura estática de motor 36 é disposta geralmente entre a turbina de alta pressão 54 e a turbina de baixa pressão 46. A estrutura de turbina intermediária 58 suporta ainda sistemas de mancal 38 na seção de turbina 28, bem como ajusta o fluxo de ar que entra na turbina de baixa pressão 46.[0050] An intermediate turbine structure 58 of the static engine structure 36 is generally disposed between the high pressure turbine 54 and the low pressure turbine 46. The intermediate turbine structure 58 further supports bearing systems 38 in the turbine section 28 , as well as adjusting the air flow entering the low pressure turbine 46.

[0051] O fluxo de ar de núcleo C é comprimido pelo compressor de baixa pressão 44, então, pelo compressor de alta pressão 52, misturado com combustível e inflamado no combustor 56 para produzir gases de exaustão de alta velocidade que são, então, expandidos através da turbina de alta pressão 54 e turbina de baixa pressão 46. A estrutura de turbina intermediária 58 inclui palhetas 60 as quais estão no caminho de fluxo de ar de núcleo e funcionam como uma palheta de guia de entrada para a turbina de baixa pressão 46. O uso da palheta 60 da estrutura de turbina intermediária 58 como a palheta de guia de entrada para a turbina de baixa pressão 46 diminui o comprimento da turbina de baixa pressão 46 sem aumentar o comprimento axial da estrutura de turbina intermediária 58. A redução ou eliminação da série de palhetas na turbina de baixa pressão 46 encurta o comprimento axial da seção de turbina 28. Assim, a compacidade do motor de turbina a gás 20 é aumentada e uma densidade de potência mais alta pode ser conseguida.[0051] Core air flow C is compressed by low pressure compressor 44, then by high pressure compressor 52, mixed with fuel and ignited in combustor 56 to produce high velocity exhaust gases which are then expanded through the high-pressure turbine 54 and low-pressure turbine 46. The intermediate turbine structure 58 includes vanes 60 which are in the core airflow path and function as an inlet guide vane for the low-pressure turbine 46 Using the vane 60 of the intermediate turbine structure 58 as the inlet guide vane for the low pressure turbine 46 decreases the length of the low pressure turbine 46 without increasing the axial length of the intermediate turbine structure 58. The reduction or. Eliminating the series of vanes in the low pressure turbine 46 shortens the axial length of the turbine section 28. Thus, the compactness of the gas turbine engine 20 is increased and a higher power density can be achieved.

[0052] O motor de turbina a gás divulgado 20 em um exemplo é um motor de aeronave engrenado de derivação alta. Em um exemplo adicional, o motor de turbina a gás 20 inclui uma razão de derivação maior do que cerca de seis (6), com uma modalidade de exemplo sendo maior do que cerca de dez (10). A arquitetura de engrenagem de exemplo 48 é um conjunto de engrenagens epicíclicas, tal como um sistema de engrenagem planetária, sistema de engrenagem principal ou outro sistema conhecido de engrenagem, com uma razão de redução de engrenagem de mais do que cerca de 2,3.[0052] The gas turbine engine disclosed 20 in one example is a high bypass geared aircraft engine. In a further example, the gas turbine engine 20 includes a bypass ratio greater than about six (6), with an exemplary embodiment being greater than about ten (10). Example gear architecture 48 is an epicyclic gear set, such as a planetary gear system, main gear system, or other known gear system, with a gear reduction ratio of more than about 2.3.

[0053] Em uma modalidade divulgada, o motor de turbina a gás 20 inclui uma razão de derivação maior do que cerca de dez (10:1) e o diâmetro do ventilador é significativamente maior do que o diâmetro externo do compressor de baixa pressão 44. Deve ser compreendido, no entanto, que os parâmetros acima são apenas exemplares de uma modalidade de um motor de turbina a gás incluindo uma arquitetura com engrenagem e que a presente divulgação é aplicável a outros motores de turbina a gás.[0053] In one disclosed embodiment, the gas turbine engine 20 includes a bypass ratio greater than about ten (10:1) and the fan diameter is significantly larger than the outer diameter of the low pressure compressor 44 It should be understood, however, that the above parameters are only exemplary of one embodiment of a gas turbine engine including a geared architecture and that the present disclosure is applicable to other gas turbine engines.

[0054] Uma quantidade significativa de empuxo é fornecida pelo fluxo de derivação B devido à alta razão de derivação. A seção de ventilador 22 do motor 20 se destina a uma condição de voo particular -- tipicamente cruzeiro a cerca de 0,8 Mach e cerca de 35.000 pés. A condição de voo de 0,8 Mach e 35.000 pés, com o motor no seu melhor consumo de combustível de cruzeiro para o empuxo que ele produz - também conhecido como “bucket cruise Thrust Specific Fuel Consumption (‘TSFC’)” - é o parâmetro padrão da indústria de libra-massa (lbm) de combustível por hora sendo queimado dividido por libra-força (lbf) de empuxo que o motor produz nesse ponto de cruzeiro bucket mínimo.[0054] A significant amount of thrust is provided by bypass flow B due to the high bypass ratio. The fan section 22 of the engine 20 is intended for a particular flight condition -- typically cruising at about 0.8 Mach and about 35,000 feet. The flight condition of 0.8 Mach and 35,000 feet, with the engine at its best cruise fuel consumption for the thrust it produces - also known as “bucket cruise Thrust Specific Fuel Consumption ('TSFC')” - is the Industry standard parameter of pound-mass (lbm) of fuel per hour being burned divided by pound-force (lbf) of thrust the engine produces at this minimum bucket cruising point.

[0055] "Baixa razão de pressão de ventilador" é a razão de pressão através da pá de ventilador apenas, sem um sistema de Palheta Guia de Saída de Ventilador ("FEGV"). A baixa razão de pressão de ventilador como divulgada neste documento de acordo com uma modalidade não limitante é menor que cerca de 1,50. Em outra modalidade não limitante, a baixa razão de pressão de ventilador é menor que cerca de 1,45.[0055] "Low fan pressure ratio" is the pressure ratio across the fan blade only, without a Fan Outlet Guide Vane ("FEGV") system. The low fan pressure ratio as disclosed herein according to a non-limiting embodiment is less than about 1.50. In another non-limiting embodiment, the low fan pressure ratio is less than about 1.45.

[0056] "Baixa velocidade de ponta de ventilador corrigida" é a velocidade de ponta de ventilador real em ft/s dividida por uma correção de temperatura padrão na indústria de [(Tram °R) / 518,7)0,5]. A "Baixa velocidade de ponta de ventilador corrigida", como divulgado neste documento de acordo com uma modalidade não limitativa, é menor que cerca de 1150 pés/segundo.[0056] "Low corrected fan tip speed" is the actual fan tip speed in ft/s divided by an industry standard temperature correction of [(Tram °R) / 518.7)0.5]. The "Low Corrected Fan Tip Speed" as disclosed herein in accordance with a non-limiting embodiment is less than about 1150 feet/second.

[0057] O motor de turbina a gás de exemplo inclui o ventilador 42 que compreende numa modalidade não limitativa menos que cerca de 26 pás de ventilador. Em outra modalidade não limitativa, a seção de ventilador 22 inclui menos de cerca de 18 pás de ventilador. Mais ainda, numa modalidade divulgada a turbina de baixa pressão 46 inclui não mais do que cerca de 6 estágios de turbina esquematicamente indicados em 34. Em outra modalidade de exemplo não limitativa a turbina de baixa pressão 46 inclui cerca de 3 ou mais estágios de turbina. A razão entre o número de pás de ventilador 42 e o número de andares de turbina de baixa pressão está entre cerca de 2,5 e cerca de 8,5. A turbina de baixa pressão de exemplo 46 fornece a potência de acionamento para girar a seção de ventilador 22 e, portanto, a relação entre o número de estágios de turbina 34 na turbina de baixa pressão 46 e o número de pás 42 na seção de ventilador 22 divulga um motor de turbina a gás de exemplo 20 com elevada eficiência de transferência de potência.[0057] The exemplary gas turbine engine includes fan 42 which comprises in a non-limiting embodiment less than about 26 fan blades. In another non-limiting embodiment, the fan section 22 includes less than about 18 fan blades. Furthermore, in a disclosed embodiment the low pressure turbine 46 includes no more than about 6 turbine stages schematically indicated at 34. In another non-limiting exemplary embodiment the low pressure turbine 46 includes about 3 or more turbine stages. . The ratio of the number of fan blades to the number of low pressure turbine stages is between about 2.5 and about 8.5. The example low pressure turbine 46 provides the driving power to rotate the fan section 22 and therefore the relationship between the number of turbine stages 34 in the low pressure turbine 46 and the number of blades 42 in the fan section 22 discloses an exemplary gas turbine engine 20 with high power transfer efficiency.

[0058] Eficiência de transferência de potência elevada é fornecida em parte devido ao elevado uso de materiais de pás de turbina melhorados e métodos de fabricação tais como fundições direcionalmente solidificadas e materiais de cristal único que permitem elevada velocidade de turbina e um número reduzido de estágios. Mais ainda, a turbina de baixa pressão de exemplo 46 inclui configurações de discos de turbina melhorados que permitem ainda mais durabilidade desejada às velocidades de turbina mais altas.[0058] High power transfer efficiency is provided in part due to the high use of improved turbine blade materials and manufacturing methods such as directionally solidified castings and single crystal materials that allow for high turbine speed and a reduced number of stages . Furthermore, example low pressure turbine 46 includes improved turbine disc configurations that further allow for the desired durability at higher turbine speeds.

[0059] Em relação às Figuras 2 e 3, um dispositivo de mudança de velocidade divulgado de exemplo é uma caixa de engrenagem epicíclica de um tipo planetário, onde a entrada é para a engrenagem "sol" central 62. Engrenagens planetárias 64 (apenas uma mostrada) em torno da engrenagem solar 62 giram e são espaçadas entre si por um transportador 68 que gira numa direção comum à engrenagem solar 62. Uma engrenagem cilíndrica 66 que é fixada de modo não rotativo à carcaça estática do motor 36 (mostrada na Figura 1) contém a totalidade do conjunto de engrenagem. O ventilador 42 é fixado ao e acionado pelo transportador 68 de modo que a direção de rotação do ventilador 42 seja a mesma que a direção de rotação do transportador 68 que, por sua vez, é a mesma que a direção de rotação da engrenagem solar de entrada 62.[0059] Referring to Figures 2 and 3, an example disclosed speed changing device is an epicyclic gearbox of a planetary type, where the input is to the central "sun" gear 62. Planetary gears 64 (only one shown) around the sun gear 62 rotate and are spaced apart by a carrier 68 that rotates in a common direction with the sun gear 62. A cylindrical gear 66 that is non-rotarily fixed to the static motor housing 36 (shown in Figure 1 ) contains the entire gear assembly. The fan 42 is attached to and driven by the conveyor 68 such that the direction of rotation of the fan 42 is the same as the direction of rotation of the conveyor 68 which, in turn, is the same as the direction of rotation of the sun gear of entry 62.

[0060] Nas figuras seguintes nomenclatura é utilizada para definir as rotações relativas entre as várias seções do motor de turbina a gás 20. A seção de ventilador é mostrada com um sinal "+" indicando rotação numa primeira direção. Rotações relativas à seção de ventilador 22 de outras características do motor de turbina a gás são ainda indicadas pelo uso de cada um de um sinal "+" ou um sinal "-". O sinal "-" indica uma rotação que é contrária àquela de qualquer componente indicado com um sinal "+".[0060] In the following figures nomenclature is used to define the relative rotations between the various sections of the gas turbine engine 20. The fan section is shown with a "+" sign indicating rotation in a first direction. Rotations relative to the fan section 22 of other features of the gas turbine engine are further indicated by each using a "+" sign or a "-" sign. The "-" sign indicates a rotation that is contrary to that of any component indicated with a "+" sign.

[0061] Mais ainda, o termo turbina de acionamento de ventilador é utilizado para indicar a turbina que fornece a potência de acionamento para girar as pás 42 da seção de ventilador 22. Além disso, o termo "segunda turbina" é utilizado para indicar a turbina antes da turbina de acionamento de ventilador que não é utilizada para acionar o ventilador 42. Neste exemplo divulgado, a turbina de acionamento de ventilador é a turbina de baixa pressão 46 e a segunda turbina é a turbina de alta pressão 54. No entanto, deve ser entendido que outras configurações de seção de turbina que incluem mais que as turbinas de alta e baixa pressão mostradas 54, 46 estão dentro da contemplação desta divulgação. Por exemplo, uma configuração de motor de três carretéis pode incluir uma turbina intermediária (não mostrada) utilizada para acionar a seção de ventilador 22 e está dentro da contemplação desta divulgação.[0061] Furthermore, the term fan drive turbine is used to indicate the turbine that provides the driving power to rotate the blades 42 of the fan section 22. Furthermore, the term "second turbine" is used to indicate the turbine before the fan drive turbine that is not used to drive the fan 42. In this disclosed example, the fan drive turbine is the low pressure turbine 46 and the second turbine is the high pressure turbine 54. However, It should be understood that other turbine section configurations that include more than the high and low pressure turbines shown 54, 46 are within the contemplation of this disclosure. For example, a three-spool engine configuration may include an intermediate turbine (not shown) used to drive the fan section 22 and is within the contemplation of this disclosure.

[0062] Em uma modalidade de exemplo divulgada (Figura 2) a turbina de acionamento de ventilador é a turbina de baixa pressão 46 e, portanto, a seção de ventilador 22 e turbina de baixa pressão 46 giram numa direção comum como indicada pelo sinal "+" comum indicando rotação tanto do ventilador 42 quanto da turbina de baixa pressão 46. Mais ainda, neste exemplo, a turbina de alta pressão 54, ou a segunda turbina, giram numa direção comum com a turbina de acionamento de ventilador 46. Em outro exemplo mostrado na Figura 3, a turbina de alta pressão 54, ou a segunda turbina, gira numa direção oposta à turbina de acionamento de ventilador (turbina de baixa pressão 46) e ao ventilador 42.[0062] In a disclosed example embodiment (Figure 2) the fan drive turbine is the low pressure turbine 46 and therefore the fan section 22 and low pressure turbine 46 rotate in a common direction as indicated by the sign " +" common indicating rotation of both the fan 42 and the low pressure turbine 46. Furthermore, in this example, the high pressure turbine 54, or the second turbine, rotates in a common direction with the fan drive turbine 46. In another In the example shown in Figure 3, the high pressure turbine 54, or the second turbine, rotates in an opposite direction to the fan drive turbine (low pressure turbine 46) and the fan 42.

[0063] A rotação contrária do compressor de baixa pressão 44 e da turbina de baixa pressão 46 em relação ao compressor de alta pressão 52 e a turbina de alta pressão 54 fornece certas condições aerodinâmicas eficientes na seção de turbina 28, pois o fluxo de gás de exaustão a alta velocidade gerado se move da turbina de alta pressão 54 para a turbina de baixa pressão 46. As rotações relativas nas seções de compressor e de turbina fornecem aproximadamente os ângulos de fluxo de ar desejados entre as seções, o que melhora a eficiência global da secção de turbina 28 e proporciona uma redução no peso global da secção de turbina 28 reduzindo ou eliminando aerofólios ou uma fila inteira de palhetas.[0063] The counter rotation of the low pressure compressor 44 and the low pressure turbine 46 relative to the high pressure compressor 52 and the high pressure turbine 54 provides certain efficient aerodynamic conditions in the turbine section 28 as the gas flow The high-speed exhaust generated moves from the high-pressure turbine 54 to the low-pressure turbine 46. The relative rotations in the compressor and turbine sections provide approximately the desired airflow angles between the sections, which improves efficiency. overall turbine section 28 and provides a reduction in the overall weight of the turbine section 28 by reducing or eliminating airfoils or an entire row of vanes.

[0064] Com referência às Figuras 4 e 5, um dispositivo de mudança de velocidade divulgado de exemplo é uma caixa de engrenagem epicíclica citada como caixa de engrenagem tipo planetária, onde a entrada é para a engrenagem "sol" central 62. Engrenagens planetárias 65 (apenas uma mostrada) em torno da engrenagem solar 62 giram numa posição fixa em torno da engrenagem solar e são espaçadas entre si por um transportador 68 que é fixo numa carcaça estática 36 (mais bem mostrada na Figura 1). A engrenagem cilíndrica 66 que é livre para girar contém todo o conjunto de engrenagem. O ventilador 42 é fixado a e acionado pela engrenagem cilíndrica 66 de modo que a direção de rotação do ventilador 42 seja oposta à direção de rotação da engrenagem solar de entrada 62. Por conseguinte, o compressor de baixa pressão 44 e a turbina de baixa pressão 46 giram numa direção oposta à rotação do ventilador 42.[0064] With reference to Figures 4 and 5, an example disclosed speed change device is an epicyclic gearbox referred to as a planetary type gearbox, where the input is to the central "sun" gear 62. Planetary gears 65 (only one shown) around the sun gear 62 rotate in a fixed position around the sun gear and are spaced apart by a carrier 68 which is fixed in a static housing 36 (best shown in Figure 1). The cylindrical gear 66 which is free to rotate contains the entire gear assembly. The fan 42 is fixed to and driven by the cylindrical gear 66 so that the direction of rotation of the fan 42 is opposite to the direction of rotation of the input sun gear 62. Therefore, the low pressure compressor 44 and the low pressure turbine 46 rotate in a direction opposite to the rotation of the fan 42.

[0065] Em uma modalidade de exemplo divulgada mostrada na Figura 4, a turbina de acionamento de ventilador é a turbina de baixa pressão 46 e, portanto, o ventilador 42 gira numa direção oposta àquela da turbina de baixa pressão 46 e do compressor de baixa pressão 44. Mais ainda, neste exemplo, o carretel de alta 32, incluindo a turbina de alta pressão 54 e o compressor de alta pressão 52, gira numa direção contrária ao ventilador 42 e comum com o carretel de baixa 30 incluindo o compressor de baixa pressão 44 e a turbina de acionamento de ventilador 46.[0065] In a disclosed example embodiment shown in Figure 4, the fan driving turbine is the low pressure turbine 46 and therefore the fan 42 rotates in a direction opposite to that of the low pressure turbine 46 and the low pressure compressor. Furthermore, in this example, the high-pressure spool 32, including the high-pressure turbine 54 and the high-pressure compressor 52, rotates in a direction opposite to the fan 42 and in common with the low-pressure spool 30, including the low-pressure compressor. pressure 44 and the fan drive turbine 46.

[0066] Em outro motor de turbina a gás de exemplo, mostrado na Figura 5, a turbina de alta pressão ou segunda turbina 54 gira numa direção comum com o ventilador 42 e contrária ao carretel de baixa 30, incluindo o compressor de baixa pressão 44 e a turbina de acionamento de ventilador 46.[0066] In another example gas turbine engine, shown in Figure 5, the high pressure turbine or second turbine 54 rotates in a common direction with the fan 42 and opposite to the low pressure spool 30, including the low pressure compressor 44 and the fan drive turbine 46.

[0067] Com referência à Figura 6, os conjuntos de mancal perto da extremidade de ante dos eixos do motor nas localizações 70 e 72, cujos mancais suportam rotação do eixo interno 40 e do eixo externo 50, contrabalançam forças de empuxo líquidas numa direção paralela ao eixo A que são geradas pela carga para ré da turbina de baixa pressão 46 e da turbina de alta pressão 54, menos o compressor de alta pressão 52 e o compressor de baixa pressão 44, os quais contribuem também para as forças de empuxo agindo no carretel de baixa 30 e carretel de alta 32 correspondentes.[0067] Referring to Figure 6, the bearing assemblies near the forward end of the motor shafts at locations 70 and 72, whose bearings support rotation of the inner shaft 40 and the outer shaft 50, counterbalance net thrust forces in a parallel direction. to axis A which are generated by the aft load of the low-pressure turbine 46 and the high-pressure turbine 54, minus the high-pressure compressor 52 and the low-pressure compressor 44, which also contribute to the thrust forces acting on the corresponding low spool 30 and high spool 32.

[0068] Nesta modalidade de exemplo, um primeiro conjunto de mancal a vante 70 é suportado numa porção da estrutura estática esquematicamente mostrada em 36 e suporta uma extremidade de vante do eixo interno 40. O primeiro conjunto de mancal de vante de exemplo 70 é um mancal de encosto e controla o movimento do eixo interno 40 e, desse modo, do carretel 30 numa direção axial. Um segundo conjunto de mancal a vante 72 é suportado pela estrutura estática 36 para suportar a rotação do carretel de alta 32 e substancialmente impede movimento ao longo de uma direção axial do eixo externo 50. O primeiro conjunto de mancal de vante 70 é montado para suportar o eixo interno 40 em um ponto a vante de uma conexão 88 de um rotor do compressor de baixa pressão 90. O segundo conjunto de mancal de vante 72 é montado a vante de uma conexão denominada como um cubo 92 entre um rotor do compressor de alta pressão 94 e o eixo externo 50. Um primeiro conjunto de mancal a ré 74 suporta a porção a ré do eixo interno 40. O primeiro conjunto de mancal de ré 74 é um mancal de rolos e suporta rotação, mas não oferece resistência ao movimento do eixo 40 na direção axial. Em vez disso, o mancal de ré 74 permite que o eixo 40 expanda termicamente entre sua localização e o mancal 72. O primeiro conjunto de mancal de ré 74 é disposto a ré de um cubo de conexão 80 entre um rotor de turbina de baixa pressão 78 e o eixo interno 40. Um segundo conjunto de mancal de ré 76 suporta a porção de ré do eixo externo 50. O segundo conjunto de mancal a ré 76 é um mancal de rolo e é suportado por uma estrutura estática correspondente 36 através da estrutura de turbina média 58 que transfere a carga radial do eixo através do caminho de fluxo de turbina para o solo 36. O segundo conjunto de mancal de ré 76 suporta o eixo externo 50 e, desse modo, o carretel de alta 32 em um ponto a ré de um cubo de conexão 84 entre um rotor de turbina de alta pressão 82 e o eixo externo 50.[0068] In this example embodiment, a first forward bearing assembly 70 is supported on a portion of the static structure shown schematically at 36 and supports a forward end of the internal shaft 40. The first example forward bearing assembly 70 is a thrust bearing and controls the movement of the internal shaft 40 and thereby the spool 30 in an axial direction. A second forward bearing assembly 72 is supported by the static structure 36 to support rotation of the high spool 32 and substantially prevents movement along an axial direction of the external shaft 50. The first forward bearing assembly 70 is mounted to support the inner shaft 40 at a point forward of a connection 88 of a low pressure compressor rotor 90. The second forward bearing assembly 72 is mounted forward of a connection designated as a hub 92 between a high pressure compressor rotor. pressure 94 and the outer shaft 50. A first aft bearing assembly 74 supports the aft portion of the inner shaft 40. The first aft bearing assembly 74 is a roller bearing and supports rotation, but does not provide resistance to movement of the axis 40 in the axial direction. Instead, the reverse bearing 74 allows the shaft 40 to thermally expand between its location and the bearing 72. The first reverse bearing assembly 74 is disposed aft of a connecting hub 80 between a low pressure turbine rotor. 78 and the inner shaft 40. A second reverse bearing assembly 76 supports the aft portion of the outer shaft 50. The second reverse bearing assembly 76 is a roller bearing and is supported by a corresponding static frame 36 through the frame middle turbine shaft 58 which transfers the radial load from the shaft through the turbine flow path to the ground 36. The second reverse bearing assembly 76 supports the outer shaft 50 and thereby the high spool 32 at a point a aft of a connecting hub 84 between a high pressure turbine rotor 82 and the outer shaft 50.

[0069] Neste exemplo revelado, o primeiro e o segundo conjuntos de mancal de vante 70, 72 e o primeiro e o segundo conjuntos de mancal de ré 74, 76 são suportados para o exterior de cada um dos cubos correspondentes de compressor ou de turbina 80, 88 para proporcionar uma configuração de suporte de berço do correspondente eixo interno 40 e do eixo externo 50. O suporte de berço do eixo interno 40 e do eixo externo 50 proporcionam um suporte e rigidez desejada para a operação do motor de turbina a gás 20.[0069] In this disclosed example, the first and second forward bearing assemblies 70, 72 and the first and second aft bearing assemblies 74, 76 are supported to the outside of each of the corresponding compressor or turbine hubs. 80, 88 to provide a cradle support configuration of the corresponding inner shaft 40 and outer shaft 50. The cradle support of the inner shaft 40 and outer shaft 50 provides desired support and rigidity for operation of the gas turbine engine. 20.

[0070] Com referência à Figura 7, outro exemplo de configuração de suporte de eixo inclui o primeiro e o segundo conjuntos de mancal de vante 70, 72 dispostos para suportar a porção de vante do correspondente eixo interno 40 e eixo externo 50. O primeiro mancal de ré 74 é disposto a ré de uma conexão 80 entre o rotor 78 e o eixo interno 40. O primeiro mancal a ré 74 é um mancal de rolos e suporta o eixo interno 40 numa configuração de berço. A configuração em berço pode exigir comprimento adicional do eixo interno 40 e, portanto, uma configuração alternativa denominada como uma configuração pendente pode ser utilizada. Neste exemplo, o eixo externo 50 é suportado pelo segundo conjunto de mancal de ré 76 que está disposto para vante da conexão 84 entre o rotor de turbina de alta pressão 82 e o eixo externo 50. Por conseguinte, o cubo de conexão 84 do rotor de turbina de alta pressão 82 para o eixo externo 50 é pendente a ré do conjunto de mancal 76. Este posicionamento do segundo mancal de ré 76 em uma orientação pendente potencialmente fornece um comprimento reduzido do eixo externo 50.[0070] Referring to Figure 7, another exemplary shaft support configuration includes first and second forward bearing assemblies 70, 72 arranged to support the forward portion of the corresponding inner shaft 40 and outer shaft 50. The first reverse bearing 74 is disposed aft of a connection 80 between the rotor 78 and the inner shaft 40. The first aft bearing 74 is a roller bearing and supports the inner shaft 40 in a cradle configuration. The cradle configuration may require additional length of the internal shaft 40 and therefore an alternative configuration referred to as a pendant configuration may be utilized. In this example, the outer shaft 50 is supported by the second reverse bearing assembly 76 which is disposed forward of the connection 84 between the high pressure turbine rotor 82 and the outer shaft 50. Therefore, the connecting hub 84 of the rotor of high pressure turbine 82 for the outer shaft 50 is pendent aft of the bearing assembly 76. This positioning of the second aft bearing 76 in a pendant orientation potentially provides a reduced length of the outer shaft 50.

[0071] Mais ainda, o posicionamento do mancal de ré 76 pode também eliminar a necessidade de outras estruturas de suporte, tal como a estrutura de turbina média 58, pois tanto a turbina de alta pressão 54 é suportada no conjunto de mancal 76 quanto a turbina de baixa pressão 46 é suportada pelo conjunto de mancal 74. Opcionalmente, a estrutura de turbina média 58 pode proporcionar um mancal de rolos opcional 74A que pode ser adicionado para reduzir modos vibratórios do eixo interno 40.[0071] Furthermore, the positioning of the reverse bearing 76 can also eliminate the need for other support structures, such as the mid turbine structure 58, as both the high pressure turbine 54 is supported on the bearing assembly 76 and the Low pressure turbine 46 is supported by bearing assembly 74. Optionally, the medium turbine structure 58 can provide an optional roller bearing 74A that can be added to reduce vibrational modes of the internal shaft 40.

[0072] Com referência às Figuras 8A e 8B, outro exemplo de configuração de suporte de eixo inclui o primeiro e o segundo conjuntos de mancal de vante 70, 72 dispostos para suportar porções de vante correspondentes de cada um do eixo interno 40 e do eixo externo 50. O primeiro mancal a ré 74 fornece suporte do eixo externo 40 em uma localização a ré da conexão 80 em uma configuração de montagem de berço. Neste exemplo, a porção a ré do eixo externo 50 é suportada por um conjunto de mancal de rolo 86 suportado dentro de um espaço 96 definido entre uma superfície externa do eixo interno 40 e uma superfície interna do eixo externo 50.[0072] Referring to Figures 8A and 8B, another exemplary shaft support configuration includes first and second forward bearing assemblies 70, 72 arranged to support corresponding forward portions of each of the inner shaft 40 and the outer shaft 50. The first aft bearing 74 provides support of the outer shaft 40 at a location aft of the connection 80 in a cradle mounting configuration. In this example, the aft portion of the outer shaft 50 is supported by a roller bearing assembly 86 supported within a space 96 defined between an outer surface of the inner shaft 40 and an inner surface of the outer shaft 50.

[0073] O conjunto de mancal de rolo 86 suporta a porção de ré do eixo externo 50 no eixo interno 40. O uso do conjunto de mancal de rolo 86 para suportar o eixo externo 50 elimina os requisitos para estruturas de suporte que levam de volta para a estrutura estática 36 através da estrutura de turbina média 58. Mais ainda, o exemplo de conjunto de mancal 86 pode proporcionar tanto um comprimento de eixo reduzido quanto suporte do eixo externo 50 numa posição substancialmente em alinhamento axial com o cubo de conexão 84 para o rotor de turbina de alta pressão 82 e o eixo externo 50. Como apreciado, o conjunto de mancal 86 é posicionado a ré do cubo 82 e é suportado através da seção mais a ré do eixo 50. Com referência à Figura 9, outro exemplo de configuração de suporte de eixo inclui o primeiro e o segundo conjuntos de mancal de vante 70, 72 dispostos para suportar porções de vante correspondentes de cada um do eixo interno 40 e do eixo externo 50. O primeiro conjunto de mancal de ré 74 é suportado em um ponto ao longo do eixo interno 40 a frente da conexão 80 entre o rotor de turbina de baixa pressão 78 e o eixo interno 40.[0073] The roller bearing assembly 86 supports the aft portion of the outer shaft 50 on the inner shaft 40. The use of the roller bearing assembly 86 to support the outer shaft 50 eliminates the requirements for support structures that carry back to the static structure 36 through the middle turbine structure 58. Furthermore, the exemplary bearing assembly 86 may provide both a reduced shaft length and external shaft support 50 in a position substantially in axial alignment with the connecting hub 84 to the high pressure turbine rotor 82 and the outer shaft 50. As appreciated, the bearing assembly 86 is positioned aft of the hub 82 and is supported through the aftmost section of the shaft 50. With reference to Figure 9, another example of shaft support configuration includes first and second forward bearing assemblies 70, 72 arranged to support corresponding forward portions of each of the inner shaft 40 and the outer shaft 50. The first aft bearing assembly 74 is supported at a point along the inner shaft 40 forward of the connection 80 between the low pressure turbine rotor 78 and the inner shaft 40.

[0074] O posicionamento do primeiro mancal de ré 74 em direção à conexão 80 pode ser utilizado para reduzir o comprimento total do motor 20. Mais ainda, o posicionamento do primeiro conjunto de mancal de ré 74 a frente da conexão 80 proporciona suporte através da estrutura de turbina média 58 para a estrutura estática 36. Mais ainda, neste exemplo o segundo conjunto de mancal a ré 76 é implantado em uma configuração de suporte de berço da conexão 84 entre o eixo externo 50 e o rotor 82. Por conseguinte, neste exemplo, ambos o primeiro e o segundo conjuntos de mancal 74, 76 compartilham uma estrutura de suporte comum à estrutura externa estática 36. Como apreciado, tal característica de suporte comum fornece para uma construção de motor menos complexa juntamente com redução do comprimento total do motor. Mais ainda, a redução de estruturas de suporte exigidas reduzirá o peso total para proporcionar uma melhoria adicional na eficiência de queima de combustível da aeronave.[0074] Positioning the first reverse bearing assembly 74 toward the connection 80 can be used to reduce the overall length of the motor 20. Furthermore, positioning the first reverse bearing assembly 74 forward of the connection 80 provides support through the medium turbine structure 58 to the static structure 36. Furthermore, in this example the second aft bearing assembly 76 is deployed in a cradle support configuration of the connection 84 between the outer shaft 50 and the rotor 82. Therefore, in this For example, both the first and second bearing assemblies 74, 76 share a common support structure with the static outer structure 36. As appreciated, such a common support feature provides for a less complex engine construction along with reduced overall engine length. . Furthermore, the reduction in required support structures will reduce overall weight to provide a further improvement in the aircraft's fuel burn efficiency.

[0075] Com referência à Figura 10, uma porção da seção de turbina de exemplo 28 é mostrada e inclui a turbina de baixa pressão 46 e a turbina de alta pressão 54 com a estrutura de turbina média 58 disposta entre uma saída da turbina de alta pressão e da turbina de baixa pressão. A estrutura de turbina média 58 e a palheta 60 são posicionadas para estarem a montante do primeiro estágio 98 da turbina de baixa pressão 46. Embora uma única palheta 60 seja ilustrada, deve ser entendido que estas seriam palhetas plurais 60 espaçadas circunferencialmente. A palheta 60 redireciona o fluxo a jusante da turbina de alta pressão 54 quando ele se aproxima do primeiro estágio 98 da turbina de baixa pressão 46. Como pode ser apreciado, é desejável melhorar a eficiência para ter fluxo entre a turbina de alta pressão 54 e a turbina de baixa pressão 46 redirecionado pela palheta 60, de modo que o fluxo de gases em expansão esteja alinhado como desejado quando entrando na turbina de baixa pressão 46. Portanto, a palheta 60 pode ser um aerofólio real com curvatura e viragem, que alinha o fluxo de ar conforme desejado para a turbina de baixa pressão 46.[0075] Referring to Figure 10, a portion of example turbine section 28 is shown and includes the low pressure turbine 46 and the high pressure turbine 54 with the middle turbine structure 58 disposed between an outlet of the high pressure turbine. pressure and low pressure turbine. The middle turbine structure 58 and the vane 60 are positioned to be upstream of the first stage 98 of the low pressure turbine 46. Although a single vane 60 is illustrated, it is to be understood that these would be plural vanes 60 spaced circumferentially. The vane 60 redirects flow downstream of the high pressure turbine 54 as it approaches the first stage 98 of the low pressure turbine 46. As can be appreciated, it is desirable to improve efficiency to have flow between the high pressure turbine 54 and the low pressure turbine 46 redirected by the vane 60, so that the expanding gas flow is aligned as desired when entering the low pressure turbine 46. Therefore, the vane 60 may be a real airfoil with camber and turn, which aligns airflow as desired to the low pressure turbine 46.

[0076] Ao incorporar uma palheta de virada de ar verdadeira 60 na estrutura de turbina média 58, em vez de uma estrutura direta e uma fila de palheta de estator, o comprimento total e o volume das seções de turbina combinadas 46, 54 é reduzido porque a palheta 60 serve a várias funções, incluindo racionalização da estrutura de turbina média 58, protegendo qualquer estrutura estática e quaisquer tubos de óleo servindo a um conjunto de mancal contra exposição a calor e virando o fluxo que entra na turbina de baixa pressão 46, de modo que ele entre no aerofólio rotativo 100 num ângulo de fluxo desejado. Além disso, a incorporação destas características juntas, o conjunto global e o arranjo da seção de turbina 28 são reduzidos em volume.[0076] By incorporating a true air turning vane 60 into the middle turbine structure 58, instead of a direct structure and a row of stator vanes, the total length and volume of the combined turbine sections 46, 54 is reduced because the vane 60 serves several functions, including streamlining the mid-turbine structure 58, protecting any static structure and any oil tubes serving a bearing assembly from heat exposure, and turning the flow entering the low-pressure turbine 46, so that it enters the rotating airfoil 100 at a desired flow angle. Furthermore, by incorporating these features together, the overall assembly and arrangement of the turbine section 28 is reduced in volume.

[0077] As características acima atingem um volume de seção de turbina mais ou menos compacto em relação ao estado da técnica, incluindo ambas as turbinas de alta e baixa pressão 54, 46. Mais ainda, num exemplo, os materiais para formar a turbina de baixa pressão 46 podem ser melhorados para proporcionar um volume reduzido. Tais materiais podem incluir, por exemplo, materiais com elevadas capacidades térmicas e mecânicas para acomodar tensões potencialmente elevadas induzidas pela operação da turbina de baixa pressão 46 na velocidade elevada. Mais ainda, as velocidades elevadas e as temperaturas de operação elevadas na entrada para a turbina de baixa pressão 46 permitem que a turbina de baixa pressão 46 transfira uma maior quantidade de energia, de forma mais eficiente, para acionar tanto um ventilador de maior diâmetro 42 através da arquitetura de engrenagens 48 quanto um aumento no trabalho do compressor realizado pelo compressor de baixa pressão 44.[0077] The above characteristics achieve a more or less compact turbine section volume in relation to the prior art, including both high and low pressure turbines 54, 46. Furthermore, in one example, the materials for forming the turbine low pressure 46 can be improved to provide a reduced volume. Such materials may include, for example, materials with high thermal and mechanical capabilities to accommodate potentially high stresses induced by operation of the low pressure turbine 46 at high speed. Furthermore, the high speeds and high operating temperatures at the inlet to the low pressure turbine 46 allow the low pressure turbine 46 to transfer a greater amount of energy more efficiently to drive both a larger diameter fan 42 through the gear architecture 48 and an increase in compressor work performed by the low pressure compressor 44.

[0078] Alternativamente, materiais de menor preço podem ser utilizados em combinação com características de resfriamento que compensam temperaturas elevadas dentro da turbina de baixa pressão 46. Em três modalidades exemplares uma primeira pá rotativa 100 da turbina de baixa pressão 46 pode ser uma pá de fundição solidificada direcionalmente, uma única pá de fundição de cristal único ou uma pá resfriada internamente oca. Os materiais e as propriedades térmicas melhoradas do material de pá de turbina de exemplo fornecem operação a temperaturas e velocidades elevadas o que, por sua vez, proporciona elevadas eficiências em cada estágio que, desse modo, proporciona o uso de um número reduzido de estágios de turbina de baixa pressão. O número reduzido de estágios de turbina de baixa pressão, por sua vez, fornece um volume total de turbina que é reduzido e que acomoda aumentos desejados na velocidade da turbina de baixa pressão.[0078] Alternatively, lower priced materials may be used in combination with cooling characteristics that compensate for elevated temperatures within the low pressure turbine 46. In three exemplary embodiments a first rotating blade 100 of the low pressure turbine 46 may be a directionally solidified casting, a single single crystal casting paddle or a hollow internally cooled paddle. The improved materials and thermal properties of the example turbine blade material provide operation at elevated temperatures and speeds which, in turn, provides high efficiencies at each stage which thereby provides the use of a reduced number of processing stages. low pressure turbine. The reduced number of low pressure turbine stages in turn provides a total turbine volume that is reduced and that accommodates desired increases in low pressure turbine speed.

[0079] Os estágios reduzidos e o volume reduzido fornecem eficiência de motor e queima de combustível de aeronave melhorada porque o peso total é menor. Além disso, como há menos filas de pás, existem: menos caminhos de vazamento nas pontas das pás; menos caminhos de vazamento nas vedações de ar internas de palhetas; e perdas reduzidas através dos estágios de rotor.[0079] The reduced stages and reduced volume provide improved engine efficiency and aircraft fuel burn because the overall weight is lower. Additionally, because there are fewer rows of blades, there are: fewer leakage paths at the blade tips; fewer leak paths in reed internal air seals; and reduced losses through rotor stages.

[0080] A seção de turbina compacta divulgada de exemplo inclui uma densidade de energia que pode ser definida como empuxo em libras força (lbf) produzido dividido pelo volume da seção de turbina inteira 28. O volume da seção de turbina 28 pode ser definido por uma entrada 102 de uma primeira palheta de turbina 104 na turbina de alta pressão 54 para a saída 106 do último aerofólio de rotação 108 na turbina de baixa pressão 46 e pode ser expresso em polegadas cúbicas. O empuxo estático na condição de Decolagem ao Nível do Mar classificada uniforme do motor dividido por um volume de seção de turbina é definido como densidade de energia e uma densidade de energia maior pode ser desejável para peso do motor reduzido.O empuxo estático classificado uniforme de decolagem ao nível do mar pode ser definido em libras-força (lbf), enquanto o volume pode ser o volume da entrada anular 102 da primeira palheta de turbina 104 na turbina de alta pressão 54 para a saída anular 106 da extremidade a jusante do último aerofólio 108 na turbina de baixa pressão 46. O empuxo máximo pode ser Empuxo de Decolagem ao Nível do Mar "empuxo SLTO", que é comumente definido como o empuxo estático classificado uniforme produzido pelo turboventilador ao nível do mar.[0080] The example disclosed compact turbine section includes an energy density that can be defined as thrust in pounds of force (lbf) produced divided by the volume of the entire turbine section 28. The volume of the turbine section 28 can be defined by an inlet 102 from a first turbine blade 104 in the high pressure turbine 54 to the outlet 106 of the last rotating airfoil 108 in the low pressure turbine 46 and may be expressed in cubic inches. The uniform rated Sea Level Takeoff condition static thrust of the engine divided by a turbine section volume is defined as energy density and a higher energy density may be desirable for reduced engine weight. sea level takeoff may be defined in pounds-force (lbf), while the volume may be the volume from the annular inlet 102 of the first turbine blade 104 on the high pressure turbine 54 to the annular outlet 106 of the downstream end of the latter. airfoil 108 on the low pressure turbine 46. The maximum thrust may be Sea Level Takeoff Thrust "SLTO thrust", which is commonly defined as the uniform rated static thrust produced by the turbofan at sea level.

[0081] O volume V da seção de turbina pode ser mais bem compreendido pela Figura 10. Como mostrado, a estrutura de turbina média 58 é disposta entre a turbina de alta pressão 54 e a turbina de baixa pressão 46. O volume V é ilustrado por uma linha tracejada e se estende de uma periferia interna I para uma periferia externa O. A periferia interna é definida pelo caminho de fluxo de rotores, mas também por caminhos de fluxo de uma plataforma interna das palhetas. A periferia externa é definida pelas palhetas de estator e pelas estruturas de vedação de ar externas ao longo do caminho de fluxo. O volume se estende de uma extremidade mais a montante da palheta 104, tipicamente sua borda de ataque, e para a borda mais a jusante do último aerofólio de rotação 108 na seção de turbina de baixa pressão 46. Tipicamente, esta será a borda de fuga do aerofólio 108.[0081] The volume V of the turbine section can be better understood by Figure 10. As shown, the middle turbine structure 58 is arranged between the high pressure turbine 54 and the low pressure turbine 46. The volume V is illustrated by a dashed line and extends from an inner periphery I to an outer periphery O. The inner periphery is defined by the flow path of rotors, but also by flow paths of an inner vane platform. The outer periphery is defined by the stator vanes and external air seal structures along the flow path. The volume extends from an upstream-most end of the vane 104, typically its leading edge, and to the downstream-most edge of the last rotating airfoil 108 in the low-pressure turbine section 46. Typically, this will be the trailing edge of airfoil 108.

[0082] A densidade de energia no motor de turbina a gás divulgado é muito maior do que no estado da técnica. Oito motores exemplares são mostrados abaixo que incorporam seções de turbina e sistemas e arquiteturas globais de acionamento do motor conforme estabelecido neste pedido e pode ser encontrado na Tabela I, como se segue:TABELA 1 [0082] The energy density in the disclosed gas turbine engine is much higher than in the prior art. Eight exemplary engines are shown below that incorporate turbine sections and overall engine drive systems and architectures as set forth in this application and can be found in Table I as follows: TABLE 1

[0083] Assim, em modalidades de exemplo, a densidade de potência seria maior ou igual a cerca de 1,5 lbf/in3. Mais estreitamente, a densidade de potência seria maior ou igual a cerca de 2,0 lbf/in3. Ainda mais estreitamente, a densidade de potência seria maior ou igual a cerca de 3,0 lbf/in3. Mais estreitamente, a densidade de potência é maior ou igual a cerca de 4,0 lbf/in3. Além disso, em modalidades, a densidade de potência é menor ou igual a cerca de 5,5 lbf/in3.[0083] Thus, in example embodiments, the power density would be greater than or equal to about 1.5 lbf/in3. More narrowly, the power density would be greater than or equal to about 2.0 lbf/in3. Even more narrowly, the power density would be greater than or equal to about 3.0 lbf/in3. More narrowly, power density is greater than or equal to about 4.0 lbf/in3. Furthermore, in embodiments, the power density is less than or equal to about 5.5 lbf/in3.

[0084] Motores feitos com a arquitetura divulgada e incluindo seções de turbina conforme estabelecido neste pedido e com modificações dentro do escopo desta divulgação, assim fornecem operação de eficiência muito alta e elevada eficiência de combustível e peso leve em relação à sua capacidade de empuxo.[0084] Engines made with the disclosed architecture and including turbine sections as set forth in this application and with modifications within the scope of this disclosure thus provide very high efficiency operation and high fuel efficiency and light weight relative to their thrust capacity.

[0085] Uma área de saída 112 é definida no local de saída para a turbina de alta pressão 54 e uma área de saída 110 é definida na saída 106 da turbina de baixa pressão 46. A redução de engrenagem 48 (mostrada na Figura 1) fornece uma faixa de diferentes velocidades de rotação da turbina de acionamento de ventilador a qual nesta modalidade de exemplo é a turbina de baixa pressão 46 e o ventilador 42 (Figura 1). Consequentemente, a turbina de baixa pressão 46 e, desse modo, o carretel de baixa 30, incluindo o compressor de baixa pressão 44, podem girar a uma velocidade muito alta. A operação da turbina de baixa pressão 46 e da turbina de alta pressão 54 pode ser avaliada olhando para uma quantidade de desempenho que é a área de saída para a respectiva seção de turbina multiplicada pela sua respectiva velocidade ao quadrado. Esta quantidade de desempenho ("PQ") é definida como:onde Alpt é a área 110 da turbina de baixa pressão 46 na saída 106, Vlpt é a velocidade da seção de turbina de baixa pressão; Ahpt é a área da turbina de alta pressão 54 na saída 114 e em que Vhpt é a velocidade da turbina de alta pressão 54.[0085] An outlet area 112 is defined at the outlet location for the high pressure turbine 54 and an outlet area 110 is defined at the outlet 106 of the low pressure turbine 46. The gear reduction 48 (shown in Figure 1) provides a range of different rotational speeds of the fan drive turbine which in this example embodiment is the low pressure turbine 46 and the fan 42 (Figure 1). Consequently, the low pressure turbine 46 and thereby the low pressure spool 30, including the low pressure compressor 44, can rotate at a very high speed. The operation of the low pressure turbine 46 and the high pressure turbine 54 can be evaluated by looking at a performance quantity which is the exit area for the respective turbine section multiplied by their respective speed squared. This performance quantity ("PQ") is defined as: where Alpt is the area 110 of the low pressure turbine 46 at outlet 106, Vlpt is the speed of the low pressure turbine section; Ahpt is the area of the high pressure turbine 54 at outlet 114 and where Vhpt is the speed of the high pressure turbine 54.

[0086] Assim, uma razão da quantidade de desempenho para a turbina de baixa pressão 46 em comparação com a quantidade de desempenho para a turbina de alta pressão 54 é: [0086] Thus, a ratio of the amount of performance for the low pressure turbine 46 compared to the amount of performance for the high pressure turbine 54 is:

[0087] Em uma modalidade de turbina feita de acordo com o projeto acima, as áreas das turbinas de baixa e alta pressão 46, 54 são de 557,92 e 90,67 em2, respectivamente. Além disso, as velocidades da turbina de baixa e alta pressão 46, 54 são de 10.179 rpm e 24.346 rpm, respectivamente. Assim, utilizando as Equações 1 e 2 acima, as quantidades de desempenho para as turbinas de baixa e alta pressão de exemplo 46,54 são:e usando a Equação 3 acima, a razão para a seção de turbina de baixa pressão para a seção de turbina de alta pressão é: [0087] In a turbine embodiment made according to the above design, the areas of the low and high pressure turbines 46, 54 are 557.92 and 90.67 em2, respectively. Furthermore, the low and high pressure turbine speeds 46, 54 are 10,179 rpm and 24,346 rpm, respectively. Thus, using Equations 1 and 2 above, the performance quantities for the low and high pressure turbines of example 46.54 are: and using Equation 3 above, the ratio of the low pressure turbine section to the high pressure turbine section is:

[0088] Em outra modalidade, a razão é maior que cerca de 0,5 e em outra modalidade a razão é maior que cerca de 0,8. Com as razões PQltp / PQhpt na faixa de 0,5 a 1,5 um motor de turbina a gás em geral muito eficiente é conseguido. Mais estreitamente, razões PQltp / PQhpt acima ou iguais a cerca de 0,8 proporciona eficiência de turbina a gás global elevada. Ainda mais estreitamente, razões PQltp / PQhpt acima ou iguais a 1,0 são ainda mais eficientes termodinamicamente e de uma permitem uma redução no peso que melhora a eficiência de queima de combustível da aeronave. Como resultado destas razões PQltp / PQhpt , em especial, a seção de turbina 28 pode ser feito muito menor do que na técnica anterior, tanto em diâmetro quanto em comprimento axial. Além disso, a eficiência do motor global é grandemente aumentada.[0088] In another embodiment, the ratio is greater than about 0.5 and in another embodiment the ratio is greater than about 0.8. With PQltp/PQhpt ratios in the range of 0.5 to 1.5 an overall very efficient gas turbine engine is achieved. More narrowly, PQltp/PQhpt ratios above or equal to about 0.8 provides high overall gas turbine efficiency. Even more narrowly, PQltp/PQhpt ratios above or equal to 1.0 are even more thermodynamically efficient and allow for a reduction in weight that improves the aircraft's fuel burning efficiency. As a result of these PQltp/PQhpt ratios, in particular, the turbine section 28 can be made much smaller than in the prior art, both in diameter and axial length. Furthermore, the overall engine efficiency is greatly increased.

[0089] Com referência à Figura 11, porções do compressor de baixa pressão 44 e da turbina de baixa pressão 46 do carretel de baixa 30 são mostradas esquematicamente e incluem rotores 116 da turbina de baixa pressão 46 e rotores 132 do compressor de baixa pressão 44. Cada um dos rotores 116 inclui um raio de furo 122, um raio de disco vivo 124 e uma largura de furo 126 numa direção paralela ao eixo A. O rotor 116 suporta as pás da turbina 118 que giram em relação às palhetas da turbina 120. O compressor de baixa pressão 44 inclui rotores 132 incluindo um raio de furo 134, um raio de disco vivo 136 e uma largura de furo 138. O rotor 132 suporta as pás de compressor 128 que giram em relação às palhetas 130.[0089] Referring to Figure 11, portions of the low pressure compressor 44 and the low pressure turbine 46 of the low spool 30 are shown schematically and include rotors 116 of the low pressure turbine 46 and rotors 132 of the low pressure compressor 44 Each of the rotors 116 includes a bore radius 122, a sharp disc radius 124, and a bore width 126 in a direction parallel to axis A. The rotor 116 supports turbine blades 118 that rotate relative to the turbine vanes 120. The low pressure compressor 44 includes rotors 132 including a bore radius 134, a sharp disk radius 136, and a bore width 138. The impeller 132 supports compressor blades 128 that rotate relative to the vanes 130.

[0090] O raio do furo 122 é aquele raio entre uma superfície mais interna do furo e o eixo. O raio de disco vivo 124 é a distância radial do eixo de rotação A e uma porção do rotor suportando as pás de aerofólio. A largura de furo 126 do rotor, neste exemplo, é a maior largura do rotor e é disposta a uma distância radial espaçada do eixo A determinada para proporcionar propriedades de desempenho físico desejadas.[0090] The radius of hole 122 is that radius between an innermost surface of the hole and the axis. The live disk radius 124 is the radial distance from the axis of rotation A and a portion of the rotor supporting the airfoil blades. The rotor bore width 126 in this example is the largest width of the rotor and is arranged at a spaced radial distance from axis A determined to provide desired physical performance properties.

[0091] Os rotores para cada um do compressor de baixa 44 e da turbina de baixa pressão 46 giram a uma velocidade aumentada em comparação com configurações de carretel de baixa da técnica anterior. A forma geométrica incluindo o raio de furo, o raio de disco vivo e a largura de furo é determinada para proporcionar o desempenho de rotor desejado em vista das tensões mecânicas e térmicas selecionadas para serem impostas durante a operação. Com referência à Figura 12, com referência continuada à Figura 11, um rotor de turbina 116 é mostrado para ilustrar adicionalmente a relação entre o raio de furo 126 e o raio de disco vivo 124. Mais ainda, as relações divulgadas são fornecidas dentro de uma faixa conhecida de materiais comumente utilizados para construção de cada um dos rotores.[0091] The rotors for each of the low compressor 44 and the low pressure turbine 46 rotate at an increased speed compared to prior art low spool configurations. The geometric shape including the hole radius, live disc radius and hole width is determined to provide the desired rotor performance in view of the mechanical and thermal stresses selected to be imposed during operation. Referring to Figure 12, with continued reference to Figure 11, a turbine rotor 116 is shown to further illustrate the relationship between bore radius 126 and live disk radius 124. Furthermore, the disclosed relationships are provided within a known range of materials commonly used to construct each of the rotors.

[0092] Por conseguinte, os atributos de desempenho elevado e desempenho são fornecidos por combinações desejáveis das características divulgadas dos vários componentes das modalidades de motor de turbina a gás descritas e divulgadas.[0092] Therefore, high performance and performance attributes are provided by desirable combinations of the disclosed characteristics of the various components of the described and disclosed gas turbine engine embodiments.

[0093] A Figura 13 mostra uma modalidade 200, em que há uma turbina de acionamento de ventilador 208 acionando um eixo 206 para, por sua vez, acionar um rotor de ventilador 202. Uma redução de engrenagem 204 pode ser posicionada entre a turbina de acionamento de ventilador 208 e o rotor de ventilador 202. Esta redução de engrenagem 204 pode ser estruturada e operar como a redução de engrenagem divulgada acima. Um rotor de compressor 210 é acionado por uma turbina de pressão intermediária 212 e um rotor de compressor de segundo estágio 214 é acionado por um rotor de turbina 216. Uma seção de combustão 218 é posicionada intermediária ao rotor de compressor 214 e a seção de turbina 216.[0093] Figure 13 shows an embodiment 200, in which there is a fan drive turbine 208 driving a shaft 206 to, in turn, drive a fan rotor 202. A gear reduction 204 can be positioned between the fan turbine fan drive 208 and the fan impeller 202. This gear reduction 204 may be structured and operate like the gear reduction disclosed above. A compressor rotor 210 is driven by an intermediate pressure turbine 212 and a second stage compressor rotor 214 is driven by a turbine rotor 216. A combustion section 218 is positioned intermediate to the compressor rotor 214 and the turbine section 216.

[0094] A Figura 14 mostra ainda outra modalidade 300 em que um rotor de ventilador 302 e um compressor de primeiro estágio 304 giram a uma velocidade comum. A redução de engrenagem 306 (que pode ser estruturada conforme divulgado acima) é intermediária ao rotor de compressor 304 e um eixo 308 que é conduzido por uma seção de turbina de baixa pressão.[0094] Figure 14 shows yet another embodiment 300 in which a fan rotor 302 and a first stage compressor 304 rotate at a common speed. Gear reduction 306 (which may be structured as disclosed above) is intermediate to compressor rotor 304 and a shaft 308 that is driven by a low pressure turbine section.

[0095] As modalidades 200, 300 da Figura 13 ou 14 podem ser utilizadas com as características acima divulgadas.[0095] Embodiments 200, 300 of Figure 13 or 14 can be used with the characteristics disclosed above.

[0096] Embora uma modalidade desta invenção tenha sido divulgada, um trabalhador versado na técnica reconhecerá que certas modificações virão dentro do escopo desta divulgação. Por essa razão, as seguintes reivindicações deverão ser estudadas para determinar o escopo desta divulgação.[0096] Although an embodiment of this invention has been disclosed, a worker skilled in the art will recognize that certain modifications will come within the scope of this disclosure. For this reason, the following claims should be studied to determine the scope of this disclosure.

Claims

1. Gas turbine engine (20), comprising: a fan including a plurality of fan blades (42) rotatable about an engine shaft; a compressor section (24); a combustor (56) in fluid communication with the compressor section (24); a turbine section (28) in fluid communication with the combustor (56), the turbine section (28) including a fan drive turbine (46) and a second turbine (54), wherein the second turbine (54 ) is disposed forward of the fan drive turbine (46) and the fan drive turbine (46) includes a plurality of fan drive turbine stages (46) with a ratio of the number of fan blades (42 ) and the number of fan drive turbine stages (46) which is greater than 2.5, and the fan drive turbine (46) also drives a compressor rotor in the compressor section (24); and a speed change system driven by the fan drive turbine (46) to rotate the fan about the motor shaft; wherein the fan drive turbine (46) has a first outlet area and is configured to rotate at a first speed, the second turbine section (28) has a second outlet area and is configured to rotate at a second speed. which is faster than the first speed, wherein the turbine section (28) includes a defined volume within an inner periphery and an outer periphery between a leading edge of a more upstream vane to a trailing edge of a most downstream rotating airfoil and is configured to provide a thrust density greater than 41,520 kg/m3 (1.5 lbf/in3) and less than or equal to 152,240 kg/m3 (5.5 lbf/in3) at Takeoff Thrust at Sea level; characterized by the fact that: the speed change system is positioned intermediate to the fan drive turbine (46) and the compressor rotor driven by the fan drive turbine (46); and the first output area multiplied by the first speed squared provides a first performance quantity and the second output area multiplied by the second speed squared provides a second performance quantity and a ratio of the first performance quantity to the second performance quantity is greater than or equal to 0.8 and less than or equal to 1.5.

2. Motor according to claim 1, characterized in that the speed change system comprises a gearbox and the fan and fan drive turbine (46) both rotate in a first direction about the motor axis and the second turbine section (28) rotates in a second direction opposite to the first direction.

3. Motor according to claim 1, characterized in that the speed change system comprises a gear box and the fan, the fan drive turbine (46) and the second turbine section (28) all rotate in a first direction around the motor axis.

4. Engine according to claim 1, characterized in that the speed change system comprises a gearbox and in which the fan and the second turbine (54) both rotate in a first direction about the axis of the engine and the engine driving turbine rotates in a second direction opposite to the first direction.

5. Motor according to claim 1, characterized in that the speed change system comprises a gear box and in which the fan is rotatable in a first direction and the fan drive turbine (46) and the second section turbine (28) rotate in a second direction opposite to the first direction around the engine axis.

6. Engine according to claim 1, characterized by the fact that the speed change system comprises a gear reduction having a gear ratio greater than 2.3.

7. Engine according to claim 1, characterized by the fact that said fan supplies a portion of air to a bypass duct and a bypass portion being defined as the portion of air supplied to the bypass duct divided by the amount of air supplied to the compressor section (24), with the bypass ratio being greater than 6.0.

8. Gas turbine engine (20) according to claim 7, characterized in that the bypass ratio is greater than 10.0.

9. The engine of claim 1, wherein a fan pressure ratio across the fan is less than 1.5.

10. The engine of claim 1, wherein said fan has 26 or fewer blades.

11. Engine according to claim 10, characterized in that said fan drive turbine section (28) has up to 6 stages.

12. Engine according to claim 1, characterized in that the ratio between the number of fan blades (42) and the number of fan drive turbine stages (46) is less than 8.5.

13. The engine of claim 1, wherein a pressure ratio across the fan drive turbine (46) is greater than about 5:1.

14. Engine according to claim 1, characterized in that the fan drive turbine (46) includes a first aft rotor attached to a first shaft, the second turbine (54) includes a second aft rotor attached to a second shaft and a first bearing assembly and a second bearing assembly are disposed aft of the combustor (56), wherein the first bearing assembly is disposed axially aft of a first connection between the first aft rotor and the first shaft and the second bearing assembly is disposed axially aft of a second connection between the second aft rotor and the second shaft.

15. Engine according to claim 1, characterized in that the fan drive turbine (46) includes a first aft rotor attached to a first shaft, the second turbine (54) includes a second aft rotor attached to a second shaft and a first bearing assembly and a second bearing assembly are disposed aft of the combustor (56), wherein the first bearing assembly is disposed axially aft of a first connection between the first aft rotor and the first shaft, and the second bearing assembly is disposed axially forward of a second connection between the second aft rotor and the second shaft.

16. Engine according to claim 1, characterized in that the fan drive turbine (46) includes a first aft rotor fixed to a first shaft, the second turbine (54) includes a second aft rotor fixed to a second shaft and a first bearing assembly and a second bearing assembly are disposed aft of the combustor (56), wherein the first bearing assembly is disposed axially aft of a first connection between the first aft rotor and the first shaft, and the second bearing assembly is disposed within the annular space defined between the first shaft and the second shaft.

17. Engine according to claim 1, characterized in that the fan drive turbine (46) includes a first aft rotor fixed to a first shaft, the second turbine (54) includes a second aft rotor fixed to a second shaft and a first bearing assembly and a second bearing assembly are disposed aft of the combustor (56), wherein the first bearing assembly is disposed axially forward of a first connection between the first aft rotor and the first shaft and the second bearing assembly is disposed axially aft of a second connection between the second aft rotor and the second shaft.

18. The engine of claim 1, wherein the fan driving turbine (46) is one of three turbine rotors, while the other two of said turbine rotors each drive a compressor rotor.

19. Engine according to claim 18, characterized in that said fan drive turbine (46) drives a compressor rotor.

20. Motor according to claim 19, characterized by the fact that said speed change system is positioned intermediately to a compressor rotor driven by said fan drive turbine section (28) and said fan.

21. Engine according to claim 20, characterized by the fact that said speed change system is positioned intermediately to said fan drive turbine (46) and said compressor rotor driven by said fan drive turbine ( 46).