BR102016027313A2 - Gas turbine engine with high deviation rate, caring and core coupling assembly - Google Patents

Abstract

motor de turbina a gás com alta taxa de desvio, conjunto de carenagem e carenagem de núcleo. trata-se de uma carenagem de núcleo interno de compressão para um motor a jato que pode ter uma seção anular côncava da carenagem de núcleo. a seção côncava pode começar dentro da expansão de uma carenagem de ventilador externa e se estender para trás da carenagem de ventilador em direção à cauda de fuselagem, definindo uma seção de desvio anular entre a carenagem de ventilador e a carenagem de núcleo. a geometria côncava da carenagem de núcleo reduz a resistência de ondas de choque supersônicas geradas nos cantos das carenagens adjacentes a uma corrente de fluxo de ar supersônica para aumentar a eficiência geral do motor.

Description

“MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO, CONJUNTO DE CARENAGEM E CARENAGEM DE NÚCLEO” Antecedentes da Invenção [001] Motores de turbina de combustão são motores giratórios que extraem energia de um fluxo de gases queimados que passam através do motor sobre uma multiplicidade de lâminas de turbina. Motores de turbina têm sido usados para locomoção terrestre e náutica e para geração de potência, mas são mais comumente utilizados para aplicações aeronáuticas, tal como propulsão de aeronaves, incluindo helicópteros. Em aplicações terrestres, os motores de turbina são geralmente usados para geração de potência.

[002] Para uma operação eficiente de motores de turbina a gás de aeronaves, isto é, para minimizar a quantidade de combustível necessária para gerar uma dada quantidade de impulso, é necessário que a saída de fluxo tanto da turbina quanto do ventilador seja controlada precisamente tanto para quantidade de fluxo quanto para direção. O controle dos fluxos é alcançado, em geral, controlando-se as áreas de fluxo em corte transversal dos bocais de escape de ventilador e núcleo respectivamente, tanto dimensionando-se de modo ideal bocais de área fixa para condições de operação de turbina nominais quanto empregando-se bocais de escape de área variável que podem ser ajustados em área para fluxo ideal por toda uma faixa de condições de operação. O formato geométrico dos próprios bocais de escape controla a direção de fluxo dos mesmos.

[003] Tanto os bocais de escape do ventilador quanto do núcleo são definidos funcionalmente por componentes da nacela do motor. A nacela inclui uma carenagem de núcleo que fornece uma cobertura aerodinamicamente eficiente ao motor de núcleo que se estende ao redor da mesma e termina na extremidade a jusante da mesma no bocal de escape do motor. A nacela também inclui uma carenagem de ventilador externa que circunda a carenagem de núcleo, envolvendo as pás do ventilador e definindo com a carenagem de núcleo um duto de desvio anular que termina no bocal de escape de ventilador.

Descrição Resumida da Invenção [004] Um motor de turbina a gás com alta taxa de desvio que compreende um núcleo que compreende uma seção de compressor, uma seção de combustão e uma seção de turbina em disposição de fluxo axial. O motor compreende adicionalmente uma seção de ventilador a montante de e em uma disposição de fluxo axial com o núcleo, uma seção de escape a jusante de e em disposição de fluxo axial com o núcleo e uma carenagem de núcleo que circunda o núcleo e uma porção da seção de escape e espaçada da seção de escape para definir uma saída de núcleo entre a carenagem de núcleo e a seção de escape. O motor compreende adicionalmente uma carenagem de ventilador que circunda a seção de ventilador e uma porção da carenagem de núcleo que é espaçada da carenagem de núcleo para definir um canal de desvio angular que tem uma saída de ventilador entre a carenagem de ventilador e a carenagem de núcleo.

[005] Um conjunto de carenagem para um motor de turbina a gás com alta taxa de desvio que compreende uma carenagem de núcleo e uma carenagem de ventilador que circunda pelo menos uma porção da carenagem de núcleo e é espaçada da carenagem de núcleo para definir um canal de desvio angular que tem uma saída de ventilador entre a carenagem de ventilador e a carenagem de núcleo. Pelo menos uma porção da carenagem de núcleo imediatamente a jusante da saída tem um corte transversal côncavo.

[006] Uma carenagem de núcleo para um motor de turbina a gás com alta taxa de desvio que compreende uma região subsôníca e uma região supersônica, com uma transição de intervenção e um corte transversal côncavo presente pelo menos na transição.

Breve Descrição das Figuras [007] Nos desenhos: [008] A Figura 1 é uma vista em corte esquemática de um núcleo de motor de turbina a gás.

[009] A Figura 2 é uma vista esquemática de carenagens de núcleo de ilustração que circundam o núcleo da Figura 1.

[010] A Figura 3 é uma vista esquemática de uma seção de escape do motor que ilustra uma região subsônica em uma região supersônica para um sistema de escape típico.

[011] A Figura 4 é uma vista esquemática que ilustra uma região subsônica e uma região supersônica para a carenagem de núcleo côncavo da Figura 2.

[012] A Figura 5 é uma vista gradiente que ilustra ondas de choque do sistema de escape típico da Figura 3.

[013] A Figura 6 é uma vista gradiente que ilustra ondas de choque da carenagem de núcleo côncavo da Figura 4.

[014] A Figura 7 é um gráfico que ilustra uma razão de eficiência para pressão de bocal de ventilador do sistema de escape típico da Figura 5 e a carenagem de núcleo côncavo da Figura 6.

Descrição Detalhada [015] Os aspectos descritos da presente invenção são direcionados a um sistema de escape, particularmente, em um motor de turbina a gás. Para propósitos de ilustração, a presente invenção será descrita em relação a um motor de turbina a gás de aeronaves. No entanto, será entendido que a invenção não é tão limitada e pode ter aplicabilidade geral em aplicações de não aeronaves, tais como outras aplicações móveis e aplicações não móveis industriais, comerciais e residenciais.

[016] Conforme usado no presente documento, o termo “para frente” ou “a montante” se refere a mover em uma direção em direção à entrada de motor, ou um componente que está relativamente mais próximo à entrada de motor conforme comparado a outro componente. O termo “para trás” ou “a jusante” usado em combinação com “para frente” ou “a montante” se refere a uma direção para a traseira ou saída do motor em relação à linha central do motor.

[017] Adicionalmente, conforme usado no presente documento, os termos “radial” ou “radialmente” se referem a uma dimensão que se estende entre um eixo geométrico longitudinal central do motor e uma circunferência de motor externa.

[018] Todas as referências de direção (por exemplo, radial, axial, proximal, distai, superior, inferior, para cima, para baixo, esquerda, direita, lateral, frontal, atrás, topo, fundo, acima, abaixo, vertical, horizontal, sentido horário, sentido anti-horário, a montante, a jusante, para trás, etc.) são usadas somente para identificação de propósitos para auxiliar o entendimento do leitor da presente invenção, e não criar limitações, particularmente quanto à posição, orientação ou uso da invenção. As referências de conexão (por exemplo, fixado, acoplado, conectado e unido) devem ser interpretadas de forma ampla e podem incluir membros intermediários entre uma coleção de elementos e de movimento relativo entre elementos a menos que indicado de outra forma. Desse modo, as referências de conexão não necessariamente inferem que dois elementos estão diretamente conectados e em relação fixa um ao outro. Os desenhos exemplificativos são para propósitos somente de ilustração e as dimensões, posições, ordem e tamanhos relativos refletidos nos desenhos anexos podem variar.

[019] A Figura 1 é um diagrama em corte transversal esquemático de um motor de turbina a gás 10 para uma aeronave. O motor 10 tem um eixo geométrico que se estende geralmente de modo longitudinal ou uma linha central 12 que se estende da parte dianteira 14 para a traseira 16. O motor 10 inclui, em relação de fluxo em série a jusante, uma seção de ventilador 18 que inclui um ventilador 20, uma sessão de compressor 22 que inclui um reforçador ou compressor de pressão baixa (LP) 24 e um compressor de alta pressão (HP) 26, uma seção de combustão 28 que inclui um combustor 30, uma seção de turbina 32 que inclui uma turbina de HP 34 e uma turbina de LP 36 e uma seção de escape 38.

[020] O ventilador 20 inclui uma pluralidade de pás de ventilador 42 dispostas radialmente ao redor da linha central 12. O compressor de HP 26, o combustor 30 e a turbina de HP 34 formam um núcleo 44 do motor 10. Um invólucro de núcleo 46 circunda o núcleo 44.

[021] Uma haste de HP 48 disposta coaxialmente ao redor da linha central 12 do motor 10 conecta por meio de acionamento a turbina de HP 34 ao compressor de HP 26. Uma haste de LP 50 que é disposta coaxialmente ao redor da linha central 12 do motor 10 dentro da bobina de HP anular de diâmetro maior 48, conecta por acionamento a turbina de LP 36 ao compressor de LP 24 e ao ventilador 20. As porções do motor 10 montadas em ou que giram com uma das ou ambas as hastes 48, 50 são denominadas individual ou coletivamente como um rotor 51.

[022] O compressor de LP 24 e o compressor de HP 26 incluem, respectivamente, uma pluralidade de estágios de compressor 52, 54, em que um conjunto de pás de compressor 56, 58 gira em relação a um conjunto correspondente de lâminas de compressor estáticas 60, 62 (também chamadas de bocais) para comprimir ou pressurizar a corrente de fluido que passa através do estágio. Em um estágio de compressor único 52, 54, múltiplas pás de compressor 56, 58 podem ser fornecidas em um anel e podem se estender radialmente para fora em relação à linha central 12, a partir de um estágio de pá para uma ponta de pá, enquanto as aletas de compressor estáticas correspondentes 60, 62 são posicionadas a jusante de e adjacentes às pás giratórias 56, 58. Observa-se que o número de pás, aletas e estágios de compressor mostrados na Figura 1 foi selecionado apenas para propósitos ilustrativos, e que outras quantidades são possíveis. As pás 56, 58 para um estágio do compressor podem ser montadas em um disco 53 que é montado na correspondente das hastes de HP e de LP 48, 50, sendo que cada estágio tem seu próprio disco. As aletas 60, 62 são montadas no invólucro de núcleo 46 em uma disposição circunferencial ao redor do rotor 51.

[023] A turbina de HP 34 e a turbina de LP 36 incluem, respectivamente, uma pluralidade de estágios de turbinas 64, 66, em que um conjunto de lâminas de turbina 68, 70 é girado em relação a um conjunto de paletas de turbina estáticas correspondentes 72, 74 (também chamadas um bocal) para extrair energia da corrente de fluido que passa através do estágio. Em um estágio de turbina único 64, 66, múltiplas pás de turbina 68, 70 podem ser fornecidas em um anel e podem se estender radialmente para fora em relação à linha central 12, a partir de um estágio de pá para uma ponta de pá, enquanto as aletas de turbina estáticas correspondentes 72, 74 são posicionadas a montante de e adjacentes às pás giratórias 68, 70. Observa-se que o número de pás, paletas e estágios de compressor mostrados na Figura 1 foi selecionado apenas para propósitos ilustrativos, e que outros números são possíveis.

[024] Em operação, o ventilador giratório 20 fornece ar ambiente para o compressor de LP 24 que, então, fornece ar ambiente pressurizado para o compressor de HP 26 que pressuriza adicionalmente o ar ambiente. O ar pressurizado do compressor de HP 26 é misturado com combustível no combustor 30 e inflamado, gerando, desse modo, gases de combustão. Algum trabalho é extraído desses gases pela turbina de HP 34, o que aciona o compressor de HP 26. Os gases de combustão são descarregados na turbina de LP 36 que extrai trabalho adicional para acionar o compressor de LP 24 e o gás de escape é, finalmente, descarregado do motor 10 por meio da seção de escape 38. O acionamento da turbina de LP 36 aciona a haste de LP 50 para girar o ventilador 20 e o compressor de LP 24.

[025] Uma porção do ar ambiente fornecida pelo ventilador 20 pode desviar do núcleo de motor 44 e ser usada para resfriar as porções do motor 10 e/ou usada para resfriar ou alimentar outros aspectos da aeronave. No contexto de um motor de turbina, as porções quentes do motor são, normalmente, a jusante do combustor 30, especialmente a seção de turbina 32, em que a turbina de HP 34 é a porção mais quente, visto que a mesma está diretamente a jusante da seção de combustão 28. Outras fontes de fluido de resfriamento podem ser, mas sem limitação, um fluido descarregado do compressor de LP 24 ou do compressor de HP 26.

[026] A Figura 2 representa esquematicamente o motor de turbina a gás 10 mostrado como um motor de turbina a gás com alta taxa de desvio, que ilustra melhor as estruturas de carenagem que circundam o núcleo do motor 44. O motor 10 inclui uma carenagem de ventilador 40 e uma carenagem de núcleo 76. A seção de ventilador 18 inclui adicionalmente um nariz 78 ao qual as pás 42 são montadas. Uma grande porção do ar que é extraída para o conjunto de ventilador 18 é desviado para a traseira do motor 10 para gerar impulso de motor adicional. O ar desviado passa através de um canal de desvio em formato anular 80 entre a carenagem de ventilador 40 e a carenagem de núcleo 76 e sai do canal de desvio 80 através de uma saída de ventilador 82. O canal de desvio 80 pode compreender uma dimensão angular. A carenagem de núcleo 76 define o limite radialmente para dentro do canal de desvio 80 e fornece uma superfície de transição a uma saída de núcleo 84 que se estende para trás a partir do motor de núcleo 44 de tal modo que o fluido escapado do motor de núcleo 44 possa passar ao longo de uma cauda 94 que define a seção de escape 38 a jusante de e em uma disposição axial com o núcleo 44.

[027] A carenagem de núcleo 76 pode compreender adicionalmente um canal 92. O canal 92 pode ser disposto dentro da carenagem de núcleo 76, em comunicação fluida com os componentes internos do núcleo de motor 44. O canal 92 escapa para trás de e adjacente à extremidade da seção côncava 90 entre a saída de ventilador 82 e a saída de núcleo 84 através do canal 92. O fluído fornecido através da seção de compressor 22, do combustor 30 e da seção de turbina 32 pode passar ao longo de um canal principal interno 98 e escapar através da saída de núcleo 84. A carenagem de núcleo 76 pode ter um formato para afetar os fluxos de ar que escapam do motor 10 e pode compreender uma seção côncava 90. A seção côncava 90 compreende uma geometria em corte transversal anular e côncava em relação à linha central do motor 12 e pode começar para frente ou para trás da extremidade traseira da carenagem de ventilador 40 e se estende para trás da carenagem de ventilador 40.

[028] Durante o funcionamento, o fluxo de ar que passa através do motor 10 é utilizado para gerar impulso e é escapado para trás do motor 10. Três fluxos de ar distintos que compreendem um fluxo de ar de desvio 100, um fluxo de ar de canal de resfriamento 102 e um fluxo de ar de escape de núcleo 104 compreendem o fluxo de ar de escape para o motor 10. Os fluxos de ar podem ser anulares, escapando ao redor da circunferência do motor 10. O fluxo de ar de desvio 100 é escapado do canal de desvio 80 conforme fornecido pela seção de ventilador 18 e compreende o fluxo de ar radialmente mais externo. O fluxo de ar de escape de núcleo 104 escapa do combustor 30 e da seção de turbina 32 para gerar impulso para o motor 10 e pode ter uma temperatura alta. O fluxo de ar de escape de resfriamento 102 é escapado do canal 92 e é disposto entre o fluxo de ar de desvio 100 e o fluxo de ar de escape de núcleo 104. O fluxo de ar de escape de resfriamento 102 pode, inicialmente, separar o fluxo de ar de desvio 100 do fluxo de ar de escape de núcleo 104, uma vez que o fluido escapado irá, eventualmente, se misturar a jusante do motor 10.

[029] Deve ser verificado que os fluxos de ar que escapam do motor podem ser de temperaturas e velocidades variadas em relação uns aos outros. Tipicamente, o fluxo de ar de escape de núcleo 104 tem uma temperatura mais alta em relação aos outros fluxos de ar, sendo aquecido pelo combustor 30. Adicionalmente, o fluxo de ar de escape de resfriamento 102 é, tipicamente, escapado em uma velocidade mais baixa do que os fluxos de escape, tendo uma velocidade significativamente mais baixa do que a velocidade do som (velocidade Mach=1), enquanto as velocidades do fluxo de ar de desvio 100 e do fluxo de ar de escape de núcleo estão, tipicamente, próximas ou excedem a velocidade do som.

[030] Adicionalmente, a geometria de saída do motor 10, tal como a geometria para a carenagem de ventilador 40, a carenagem de núcleo 76 e a cauda 94 em combinação com o núcleo 44 podem compreender uma área em corte transversal decrescente para acelerar o fluxo de ar à medida em que é escapado do motor 10, fornecendo impulso adicional. Como tal, o fluxo de ar dentro do motor 10 pode ser mantido abaixo da velocidade do som, enquanto o bocal de escape ou uma estrutura de bocal de saída pode acelerar o fluxo de ar para uma velocidade próxima ou maior do que a velocidade do som à medida em que o ar escapa, gerando impulso de motor adicional.

[031] Voltando-se para a Figura 3, a estrutura de escape de motor é mostrada ilustrando o fluxo de ar após o escape do canal de desvio 80. Deve ser verificado que o motor mostrado na Figura 3 compreende uma seção plana 90b conforme comparado com a seção côncava 90 da Figura 2. O fluxo de ar do canal de desvio 80 alimenta a saída de ventilador 82. A saída de ventilador 82 pode ser adicionalmente definida por uma área em corte transversal decrescente de tal modo que uma área em corte transversal mínima defina um bocal 120. A saída de ventilador 82 pode definir adicionalmente uma região subsônica 122 a montante do bocal 120 e uma região supersônica 123 a jusante do bocal 120. A área em corte transversal decrescente acelera o fluxo de ar do canal de desvio 80 de tal modo que o fluxo de ar dentro da região subsônica 122 seja acelerado de uma velocidade menor do que a velocidade do som para uma velocidade igual ou maior do que a velocidade do som à medida em que o fluxo de ar entra na saída de ventilador 82 na região supersônica 123.

[032] As carenagens 40, 76 terminam em uma borda anular da qual os fluxos de ar escapam. A extremidade da carenagem de ventilador 40 compreende uma borda ou canto de bocal em formato convexo 140. O fluxo de ar que passa através da saída de núcleo 84 na borda de bocal 140 resulta em expansão supersônica, tal como expansão de Prandtl-Meyer, na borda de bocal 140. A expansão supersônica é um processo de expansão centrada que ocorre quando um fluxo supersônico faz a curva em um canto convexo, tal como a borda de bocal 140. Conforme pode ser verificado na Figura 3, à medida em que o fluxo de ar através da região supersônica 123 faz a curva ao redor da borda de bocal 140 e forma um ventilador de expansão 124 que se estende a partir da borda de bocal convexa 140. O ventilador de expansão 124 cria quedas de pressão na forma de uma onda de choque supersônica criada na borda de bocal 140 resultante da expansão supersônica. O ventilador 124 se expande em direção à carenagem de núcleo 76 e é refletida na seção plana 90b para um ventilador refletido 126. Adicionalmente, a extremidade da carenagem de núcleo 76 termina em uma borda ou canto convexo 142, gerando outra onda de choque 128. Ambas as ondas de choque 124, 128 podem ser mover a jusante dentro dos fluxos de ar que escapam do motor 10.

As ondas de choque 124, 128 e as reflexões das mesmas são ondas de choque supersônicas, refletidas entre trajetórias de fluxo de ar ou de componentes de motor tal como a carenagem de núcleo 76. As ondas de choque reduzem o desempenho de escape aerodinâmico do motor 10, reduzindo a eficiência geral. Como tal, deve ser verificado que a minimização do efeito das ondas de choque é desejável.

[033] O fluxo de ar escapado do canal de desvio 80 tem uma velocidade diferente em relação às velocidades de ar radialmente dentro e fora do mesmo. Como tal, uma borda radialmente externa 132 e uma borda radialmente interna 134 são definidas pela diferença em velocidades de ar adjacente. Desse modo, as ondas de choque 124, 126, 128, 130 podem refletir entre as bordas 132, 134 que têm uma pluralidade de ondas de choque refletidas à medida em que o fluxo de ar se move a jusante do motor 10. À medida em que os fluxos de escape fazem a curva ao redor das bordas 140, 142, as ondas de choque 124, 128 e os reflexos das mesmas 126, 130 aumentam e diminuem sequencialmente a pressão de fluxo de ar, levando a uma perda de eficiência aerodinâmica. Adicionalmente, o fluxo de velocidade alta causa arraste de esfoliantes excessivo através das superfícies de escape e deteriora adicionalmente o desempenho aerodinâmico.

[034] Voltando-se para a Figura 4, a carenagem de núcleo interno 76 compreende a seção côncava 90 como comparável à seção plana 90b da Figura 3, fornecendo desaceleração da corrente de ventilador para reduzir a resistências das ondas de choque e reflexos das mesmas conforme mostrado na Figura 3. O fluxo de ar do canal de desvio 80 atravessa o bocal 120 acelerando o fluxo de ar da região subsônica 122 até uma velocidade igual ou maior do que a velocidade do som na região supersônica 123. Deve ser verificado que o bocal 120 pode ser definido dentro da seção côncava 90 ou a montante da seção côncava 90. Como tal, a seção côncava 90 pode estar presente para pelo menos uma porção da região subsônica 122 e da região supersônica 123.

[035] Deve ser adicionalmente verificado que o fluxo de ar dentro do canal de desvio 80 é acelerado de subsônico para supersônico em uma transição entre as regiões 122, 123. Na transição, o fluxo de ar dentro da região subsônica 122 é acelerado até a velocidade do som e define o início da região supersônica 123. A transição entre as regiões 122, 123 pode ocorrer no ou antes do bocal 120 e pode ocorrer ao longo da seção côncava 90 da carenagem de núcleo 76 ou pode ocorrer a montante do início da seção côncava 90.

[036] Na Figura 4, similar à Figura 3, o fluxo de ar supersônico que passa ao longo da borda de bocal 140 convexa e da borda carenagem de núcleo 142 gera a primeira onda de choque 124 e a segunda onda de choque 128 assim como a onda de choque refletida 130. A adição da seção côncava 90 da carenagem de núcleo 76 como comparável à seção plana 90b da Figura 3, reduz a resistência e o efeito das ondas de choque permitindo-se a desaceleração do fluxo de ar do ventilador. Se o fluxo faz a curva ao redor de um canto côncavo, uma onda de choque oblíqua é produzida. À medida em que o fluxo atravessa o choque, sua pressão aumenta e o fluxo é desacelerado (compressão supersônica). Entretanto, a entropia aumenta através do choque oblíquo que leva a uma perda de eficiência de compressão. Entretanto, quando a compressão é feita através de uma superfície côncava lisa, em vez de um canto côncavo, a compressão é feita através de um número infinito de ondas de Mach infinitesimalmente fracas. O processo inteiro é isentrópico e, desse modo, o mais eficiente. A perda de desempenho geral das ondas de choque criadas e refletidas é minimizada. O efeito de compressão aumenta com o aumento de curvatura de parede, até a coalescência de ondas de Mach. É contemplado que a transição de uma velocidade subsônica para uma velocidade supersônica ocorre na frente da expansão radial da seção côncava 90.

[037] De volta à Figura 5, um gráfico de contorno ilustra o efeito das ondas de choque 124, 126, 128, 130 criadas pela expansão supersônica e ondas de choque refletidas da seção plana 90b da carenagem de núcleo 76 da Figura 3. Um Contorno de Número de Mach ilustra as velocidades de ar relativas dos fluxos de ar que escapam do motor. O ar que escapa do canal de desvio 80 acelera até pelo menos a velocidade do som, gerando ondas de choque em ambas as bordas 140, 142. As ondas de choque geradas refletem entre as bordas interna e externa 132, 134, gerando uma pluralidade de ondas de choque supersônicas e ondas de choque refletidas 130 à medida em que o ar é escapado da seção de desvio 80. A resistência das ondas de choque pode ser compreendida pela diferença de velocidade ilustrada nos Contornos de Número de Mach entre as ondas de choque refletidas. De volta à Figura 6 que compreende a seção côncava 90 em comparação àquela da Figura 5, deve ser compreendido que a resistência das ondas de choque geradas a partir da seção de desvio 80 assim como a quantidade de ondas de choque refletidas 130 a jusante diminui. As ondas de choque criadas têm uma diferença significativamente menor em Contorno de Número de Mach assim como se dissipam mais próximas da cauda 94.

[038] Voltando-se para a Figura 7, um gráfico ilustra uma eficiência para a carenagem de núcleo típica em 162 que compreende a seção plana 90b da carenagem de núcleo 76 em comparação a uma eficiência para a seção côncava 90 da carenagem de núcleo 76 em 160. Conforme pode ser verificado, a eficiência geral com base em uma razão de pressão de bocal de ventilador aumenta ao longo de uma faixa ampla de razões de pressão com a implantação da seção côncava 90. A eficiência pode ser atribuída à redução geral da resistência das ondas de choque diminuindo-se a velocidade de corrente de ventilador com a carenagem de núcleo côncavo. A corrente de ar de escape é simplificada e minimiza os efeitos negativos das ondas de choque locais geradas na área de escape do motor 10. Para os fluxos subsônicos (razões de pressão de bocal baixas) nenhuma onda de choque está presente, porém, a carenagem côncava desacelera o fluxo, reduzindo o arraste de atrito geral.

[039] Deve ser verificado que a estrutura de carenagem de núcleo côncavo para o motor fornece desaceleração de fluxo de ar. A desaceleração do fluxo de ar reduz a resistência de ondas de choque aerodinâmicas à medida em que o fluxo de ar supersônico atravessa os cantos das carenagens de ventilador e de núcleo do motor. As ondas de choque criam perdas aerodinâmicas que podem diminuir o desempenho de motor e, portanto, a eficiência. A redução das ondas de choque aumenta a simplicidade do fluxo de ar que é escapado do motor e aumenta a eficiência geral do motor. Adicionalmente, a pressão estática adjacente a superfícies de escape aumenta com a superfície côncava que pode aumentar o impulso físico do motor.

[040] Adicionalmente, a estrutura côncava para a carenagem de núcleo fornece uma redução de um cisalhamento de parede, uma seção de cauda de comprimento reduzido e um comprimento reduzido para a seção de escape geral do motor. O comprimento reduzido da seção de cauda fornece um peso e tamanho de motor geral reduzidos que pode aumentar a eficiência geral de motor.

[041] Esta descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, que incluem o melhor modo, e também para capacitar qualquer pessoa versada na técnica a praticar a invenção, o que inclui fazer e usar quaisquer dispositivos ou sistemas e desempenhar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da invenção é definido pelas reivindicações, e pode incluir outros exemplos que ocorram àqueles versados na técnica. Tais outros exemplos se destinam a estar dentro do escopo das reivindicações se as mesmas têm elementos estruturais que não diferem da linguagem literal das reivindicações, ou se as mesmas incluem elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais da linguagem literal das reivindicações.

Lista De Componentes 10 motor 12 linha central 14 frente 16 atrás 18 seção de ventilador 20 ventilador 22 seção de compressor 24 compressor de baixa pressão 26 compressor de alta pressão 28 seção de combustão 30 combustor 32 seção de turbina 34 turbina de alta pressão 36 turbina de baixa pressão 38 seção de escape 40 carenagem de ventilador 42 pás de ventilador 44 núcleo 46 invólucro de núcleo 48 haste/bobina de alta pressão 50 haste/bobina de baixa pressão 51 rotor 52 estágio de compressor 53 disco 54 estágio de compressor 56 pás giratórias 58 pás giratórias 60 aletas 62 aletas 64 estágio de turbina 66 estágio de turbina 68 pás de turbina 70 pás de turbina 72 aletas de turbina 74 aletas de turbina 76 carenagem de núcleo 78 nariz 80 canal de desvio 82 saída de ventilador 84 saída de núcleo 90 seção côncava 90b seção plana 92 passagem de carenagem de núcleo 94 cauda 98 canal principal 100 fluxo de ar de desvio 102 fluxo de ar de escape de resfriamento 104 fluxo de ar de escape de núcleo 120 bocal 122 região subsônica 123 região supersônica 124 ventilador 126 ventilador refletido 128 segundo ventilador 130 ondas de choque refletidas 132 borda externa 134 borda interna 140 borda de bocal 142 borda de carenagem de núcleo 160 eficiência com a carenagem côncava 162 eficiência com uma carenagem plana típica Reivindicações

Claims (22)

1. MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO caracterizado pelo fato de que compreende: um núcleo que compreende uma seção de compressor, uma seção de combustão e uma seção de turbina em uma disposição de fluxo axial; uma seção de ventilador a montante de e em disposição de fluxo axial com o núcleo; uma seção de escape a jusante de e em disposição de fluxo axial com o núcleo; uma carenagem de núcleo que circunda o núcleo e uma porção da seção de escape e é espaçada da seção de escape para definir uma saída de núcleo entre a carenagem de núcleo e a seção de escape; e uma carenagem de ventilador que circunda a seção de ventilador e uma porção da carenagem de núcleo e é espaçada da carenagem de núcleo para definir um canal de desvio angular que tem uma saída de ventilador entre a carenagem de ventilador e a carenagem de núcleo; em que pelo menos uma porção da carenagem de núcleo imediatamente a jusante da saída de ventilador tem um corte transversal côncavo.

2. MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo se estende a montante da saída de ventilador.

3. MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO, de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que o canal de desvio tem uma região de fluxo subsônica e o corte transversal côncavo está presente para pelo menos uma porção da região de fluxo subsônica.

4. MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO, de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que o canal de desvio tem uma região de fluxo supersônica e o corte transversal côncavo está presente para pelo menos uma porção da região de fluxo supersônica.

5. MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO, de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que o canal de desvio tem uma transição de subsônico para supersônico entre as regiões de fluxo subsônico e supersônico e o corte transversal côncavo está presente pelo menos na transição.

6. MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO, de acordo com a reivindicação 5, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo abrange a transição.

7. MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO, de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo se estende a jusante da saída de ventilador.

8. MOTOR DE TURBINA A GÁS COM ALTA TAXA DE DESVIO, de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo termina na saída de núcleo.

9. CONJUNTO DE CARENAGEM para um motor de turbina a gás com alta taxa de desvio, caracterizado pelo fato de que compreende: uma carenagem de núcleo; e uma carenagem de ventilador que circunda pelo menos uma porção da carenagem de núcleo e é espaçada da carenagem de núcleo para definir um canal de desvio angular que tem uma saída de ventilador entre a carenagem de ventilador e a carenagem de núcleo; em que pelo menos uma porção da carenagem de núcleo imediatamente a jusante da saída de ventilador tem um corte transversal côncavo.

10. CONJUNTO DE CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo se estende a montante da saída de ventilador.

11. CONJUNTO DE CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que o canal de desvio tem uma região de fluxo subsônica e o corte transversal côncavo está presente para pelo menos uma porção da região de fluxo subsônica.

12. CONJUNTO DE CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que o canal de desvio tem uma região de fluxo supersônica e o corte transversal côncavo está presente para pelo menos uma porção da região de fluxo supersônica.

13. CONJUNTO DE CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que o canal de desvio tem uma transição de subsônico para supersônico entre as regiões de fluxo subsônico e supersônico e o corte transversal côncavo está presente pelo menos na transição.

14. CONJUNTO DE CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo abrange a transição.

15. CONJUNTO DE CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo se estende a jusante da saída de ventilador.

16. CONJUNTO DE CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 15, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo termina em uma extremidade a jusante da carenagem de núcleo.

17. CONJUNTO DE CARENAGEM, de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que o corte transversal côncavo se estende ao redor da circunferência da carenagem de núcleo.

18. CARENAGEM DE NÚCLEO para um motor de turbina a gás com alta taxa de desvio, caracterizada pelo fato de que compreende uma região subsônica e uma região supersônica, com uma transição de intervenção e um corte transversal côncavo presente pelo menos na transição.

19. CARENAGEM DE NÚCLEO, de acordo com a reivindicação 18, caracterizada pelo fato de que o corte transversal côncavo está a jusante da transição.

20. CARENAGEM DE NÚCLEO, de acordo com a reivindicação 18, caracterizada pelo fato de que o corte transversal côncavo está a montante da transição.

21. CARENAGEM DE NÚCLEO, de acordo com a reivindicação 18, caracterizada pelo fato de que o corte transversal côncavo abrange a transição.

22. CARENAGEM DE NÚCLEO, de acordo com a reivindicação 18, caracterizada pelo fato de que o corte transversal côncavo termina em uma extremidade a jusante da carenagem de núcleo.