BR112015007512B1

BR112015007512B1 - Motor de turbina a gás

Info

Publication number: BR112015007512B1
Application number: BR112015007512-6A
Authority: BR
Inventors: Karl L. Hasel
Original assignee: United Technologies Corporation
Priority date: 2012-10-05
Filing date: 2013-10-04
Publication date: 2022-12-06
Also published as: CA2886267C; CA2886267A1; BR112015007512A2; JP6055927B2; WO2014107202A2; EP2909458A2; EP2909458A4; JP2015534624A; WO2014107202A3; US20140096509A1

Abstract

MOTOR DE TURBINA A GÁS. Um motor de turbina a gás tipicamente está compreendido de um estágio de ventilador, múltiplos estágios de compressor, e múltiplos estágios de turbina. Estes estágios são compostos de fileiras de lâmina rotativas e fileiras de palheta estática alternadas. O número total de lâminas e palhetas é a contagem de aerofólio. Uma razão de pressão global é maior do que 30. Uma razão de desvio é maior do que 8. Uma razão de estágio é o produto da razão de desvio e a razão de pressão global dividido pelo número de estágios. Uma razão de aerofólio é que o produto dividido pela contagem de aerofólio. A razão de estágio é maior do que ou igual a 22 e/ou a razão de aerofólio é maior do que ou igual a 0,12.

Description

Conhecimento da Invenção

[001] Essa invenção se refere a um motor de turboventilador engrenado em que uma razão de um múltiplo de uma razão de pressão global e uma razão de desvio dividido pelo número total de aerofólios ou o número total de estágios pelo motor é significativamente maior do que na técnica anterior.

[002] Motores de turbina a gás são conhecidos e, tipicamente, incluem um ventilador que distribui ar para um duto de desvio e para um compressor. O ventilador também distribui ar para um duto de desvio para servir como propulsão para uma aeronave que porta um motor. Ar no compressor passa para uma seção de combustão onde é misturado com combustível e queimado. Os produtos de combustão passam a jusante sobre rotores de turbina acionando os mesmos para girar. Os rotores de turbina por sua vez acionam o compressor e o rotor dos ventiladores. Na técnica anterior, pode existir qualquer número de estágios de ventiladores, compressor e rotor de turbina. Adicionalmente, cada um dos estágios de rotor porta uma pluralidade de lâminas e existem tipicamente palhetas estáticas posicionadas intermediárias aos estágios em cada uma das seções de ventilador, compressor e turbina. Ambas as lâminas e palhetas possuem aerofólios. Assim, existe um número total de estágios e um número total de aerofólios através de qualquer motor de turbina a gás.

[003] Historicamente, uma turbina de menor pressão pode acionar um compressor de menor pressão e o ventilador em uma velocidade comum. Em tais turboventiladores de acionamento direto tradicionais, pode existir um número relativamente alto de estágios e aerofólios comparado com um produto de uma razão de pressão global alcançado através do ventilador e os dois componentes de compressor, e a razão de desvio, ou volume de ar distribuído para o duto de desvio, comparada com o volume distribuído para o compressor.

[004] Mais recentemente, foi proposto incorporar uma redução de engrenagem entre o ventilador e a turbina de pressão menor.

Sumário da Invenção

[005] Em uma modalidade funcional, um motor de turbina a gás possui um rotor de ventilador, um primeiro rotor de compressor e um segundo rotor de compressor, um primeiro rotor de turbina e um segundo rotor de turbina, O primeiro rotor de compressor é configurado para operar em uma pressão menor do que o segundo rotor de pressão. O segundo rotor de turbina é configurado para operar em uma pressão maior do que o primeiro rotor de turbina. O primeiro rotor de turbina é configurado para acionar o primeiro rotor de compressor. O segundo rotor de turbina é configurado para acionar o segundo rotor de compressor. O primeiro rotor de turbina também é configurado para acionar o rotor de ventilador através de uma redução de engrenagem. Existe um primeiro número de lâminas associado com cada um dos rotores de ventilador. O primeiro e o segundo rotores de compressor e o primeiro e o segundo rotores de turbina, e um segundo número de membros de palhetas estáticas são posicionados entre estágios de cada um do rotor de ventilador, do primeiro e do segundo rotores de compressor e o primeiro e o segundo rotores de turbina. A soma do número das lâminas e palhetas é uma contagem de aerofólio total. Existe um número dos estágios no rotor de ventilador, o primeiro e o segundo rotores de compressor e o primeiro e o segundo rotores de turbina. Existe uma razão de pressão global a partir de uma extremidade de entrada do rotor de ventilador para uma extremidade de saída do segundo rotor de compressor com a razão de pressão global que é maior do que 30 a 10.700 metros (35.000 pés) e operando em uma condição de vôo de cruzeiro a 0,80 MN. O rotor de ventilador distribui ar para o primeiro rotor de compressor e adicionalmente para um duto de desvio como ar de propulsão de desvio. Uma razão de desvio é definida como a quantidade de ar que distribui para o duto de desvio dividida pela quantidade de ar distribuída para o primeiro rotor de compressor. A razão de desvio é maior do que 8. Uma razão de estágio do produto da razão de desvio e a razão de pressão global é dividida, e aquele produto é dividido pelo número de estágios, com a razão de estágio que é maior do que ou igual a 22. Ou, o produto é dividido pela contagem de aerofólio total para ganhar uma razão de aerofólio, com a razão de aerofólio que é maior do que ou igual a 0,12.

[006] Em outra modalidade de acordo com a modalidade anterior, tanto a primeira quanto a segunda razões são maiores do que ou igual às quantidades.

[007] Em outra modalidade de acordo com qualquer uma das modalidades anteriores, a razão de estágio é maior do que 22.

[008] Em outra modalidade de acordo com qualquer uma das modalidades anteriores, a razão de aerofólio é maior do que 0,15.

[009] Em outra modalidade de acordo com qualquer uma das modalidades anteriores, a razão de estágio é menor do que 40.

[0010] Em outra modalidade de acordo com qualquer uma das modalidades anteriores, a razão de aerofólio é menor do que 0,25.

[0011] Em outra modalidade de acordo com qualquer uma das modalidades anteriores, a redução de engrenagem possui uma razão de engrenagem de entre 2,4 e 4,2.

[0012] Em outra modalidade de acordo com qualquer uma das modalidades anteriores, a razão de desvio é maior do que 10.

[0013] Em outra modalidade de acordo com qualquer uma das modalidades anteriores, a razão de compressão global é alcançada com uma razão de pressão através do ventilador que é menor do que ou igual a cerca de 1,45.

[0014] Estas e outras funcionalidades podem ser mais bem entendidas a partir dos seguintes desenhos e da seguinte especificação.

Breve Descrição dos Desenhos

[0015] A Figura 1 mostra esquematicamente um motor de turbina a gás.

[0016] A Figura 2 é um gráfico que mostra uma quantidade para turboventiladores de engrenagem como modificados pela United Technologies Corporation comparados com a mesma quantidade para turboventiladores de acionamento direto e por uma faixa de razões de compressão.

[0017] A Figura 3 é um gráfico que mostra uma segunda quantidade para turboventiladores de engrenagem como modificados pela United Technologies Corporation comparados com a mesma quantidade para turboventiladores de acionamento direto e por uma faixa de razões de compressão.

Descrição Detalhada

[0018] A Figura 1 ilustra esquematicamente um motor de turbina a gás 20. O motor de turbina a gás 20 é divulgado aqui como um turboventilador de duas bobinas que em geral incorpora 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 de incrementador (não mostrada) dentre outros sistemas ou funcionalidades. A seção de ventilador 22 aciona o ar ao longo de um caminho de escoamento de desvio B em um duto de desvio definido dentro de uma nacele 15, enquanto a seção de compressor 24 aciona o ar ao longo de um caminho de escoamento de núcleo C para a compressão e a comunicação com a seção de combustor 26 então expansão através da seção de turbina 28. Apesar de representado como um motor de turbina a gás de turboventilador na modalidade não limitante divulgada deve ser entendido que os conceitos descritos aqui não estão limitados ao uso com turboventiladores já que os ensinamentos podem ser aplicados a outros tipos de motores de turbina incluindo arquiteturas com três bobinas.

[0019] O motor 20 em geral inclui uma bobina de baixa velocidade 30 e uma bobina de alta velocidade 32 montada para a rotação em torno de um eixo longitudinal central de motor A com relação a uma estrutura estática de motor 36 através de vários sistemas de mancal 38. Deve ser entendido que vários sistemas de mancal 38 em várias localizações alternativamente ou adicionalmente podem ser providos.

[0020] A bobina de baixa velocidade 30 em geral inclui um veio interno 40 que interconecta um ventilador 42, um compressor de baixa pressão 44 e uma turbina de baixa pressão 46. O veio interno 40 está conectado com o ventilador 42 através de uma arquitetura engrenada 48 para acionar o ventilador 42 em uma velocidade menor do que a bobina de baixa velocidade 30. A bobina de alta velocidade 32 inclui um veio externo 50 que interconecta um compressor de alta pressão 52 e turbina de alta pressão 54. Um combustor 56 é arranjado entre o compressor de alta pressão 52 e a turbina de alta pressão 54. Uma armação de turbina do meio 57 da estrutura estática do motor 36 é arranjada em geral entre a turbina de alta pressão 54 e a turbina de baixa pressão 46. A armação de turbina do meio 57 suporta adicionalmente sistemas de mancal 38 na seção de turbina 28. O veio interno 40 e o veio externo 50 são concêntricos e giram através de sistemas de mancal 38 em torno do eixo longitudinal central do motor A que é colinear com os seus eixos longitudinais.

[0021] O fluxo de ar de núcleo é comprimido pelo compressor de baixa pressão 44 então o compressor de alta pressão 52, misturado e queimado com combustível no combustor 56, então expandido pela turbina de alta pressão 54 e pela turbina de baixa pressão 46. A armação de turbina do meio 57 inclui aerofólios 59 que estão no caminho de escoamento de ar de núcleo. As turbinas 46, 54 acionam de maneira rotativa a respectiva bobina de baixa velocidade 30 e a bobina de alta velocidade 32 em resposta à expansão.

[0022] O motor 20 em um exemplo é um motor de aeronave engrenado com alto desvio. Em um exemplo adicional, o motor 20 razão de desvio é maior do que cerca de seis (6), com uma modalidade de exemplo que é maior do que dez (10), a arquitetura engrenada 48 é um trem de engrenagem epicíclico, tal como um sistema de engrenagem planetária ou outro sistema de engrenagem, com uma razão de redução de engrenagem maior do que cerca 2,3 e a turbina de baixa pressão 46 possui uma razão de pressão que é maior do que cerca de 5. Em uma modalidade divulgada, o motor 20 razão de desvio é maior do que cerca de dez (10:1), o diâmetro do ventilador é significativamente maior do que aquele do compressor de baixa pressão 44, e a turbina de baixa pressão 46 possui uma razão de pressão que é maior do que cerca de 5:1. A razão de pressão da turbina de baixa pressão 46 tem a pressão medida antes da entrada da turbina de baixa pressão 46 com relacionado com a pressão na saída da turbina de baixa pressão 46 antes de um bocal de exaustão. A arquitetura engrenada 48 pode ser um trem de engrenagem epicíclico, tal como um sistema de engrenagem planetária ou outro sistema de engrenagem, com uma razão de redução de engrenagem maior do que cerca de 2,5:1. No entanto, deve ser entendido que os parâmetros acima são exemplares apenas de uma modalidade de um motor de arquitetura engrenado e que a presente invenção é aplicável a outros motores de turbina a gás incluindo turboventiladores de acionamento direto.

[0023] Uma quantidade significativa de impulso é provida pelo fluxo de desvio B devido à alta razão de desvio. A seção de ventilador 22 do motor 20 é projetada para uma particular condição de vôo -- tipicamente vôo de cruzeiro em cerca de 0,8 Mach e cerca de 10.700 metros (35.000 pés). A condição de vôo de 0,8 Mach e 10.700 metros (35.000 pés), com o motor no seu melhor consumo de combustível - também conhecida como “bucket cruise Thrust Specific Fuel Consumption (‘TSFC’) ” - é o parâmetro padrão da indústria de lbm de combustível que é queimado dividido por lbf de impulso que o motor produz naquele ponto mínimo. “Razão de pressão de ventilador baixa” é a razão de pressão através da lâmina do ventilador sozinha, sem um sistema de Palheta de guia de Saída de Ventilador (“FEGV”). A razão de pressão de ventilador baixa como divulgada aqui de acordo com uma modalidade não limitante é menor do que cerca de 1,45. A “velocidade de ponta de ventilador corrigida baixa” é a velocidade de ponta de ventilador real em pé/s dividida por uma condição de temperatura padrão da indústria de [(Tram °R) / (518,7 °R)]0,5. A “velocidade de ponta de ventilador corrigida baixa” como divulgada aqui de acordo com uma modalidade não limitante é menor do que cerca de 1150 pé/s.

[0024] Como mostrado na Figura 1, o rotor de ventilador porta uma pluralidade de lâminas de ventilador e um único estágio de rotor na modalidade ilustrada, identificado por Fb,r. Adicionalmente, existe uma fileira de palhetas de ventilador Fv. Existe uma pluralidade de palhetas e lâminas nas fileiras Fv e Fb,r. Notavelmente, as palhetas do ventilador Fv são apenas aquelas que vêem o fluxo de ar de núcleo C, e não contam palhetas de ventilador que podem estar posicionadas em um duto de desvio. Na seção de compressor 24 existe um número de fileiras tendo palhetas Cv onde cada uma destas possui uma pluralidade de palhetas. A seção de compressor também possui uma pluralidade de estágios de rotor, cada um portando uma pluralidade de lâminas identificada em Cb,r. Na seção de turbina existem rotores de turbina com estágios que transportam lâminas de turbina Tb/r, e existem palhetas de turbina Tv. Em cada um dos estágios existe uma pluralidade de palhetas. Os desenhos identificam alguns dos estágios e fileiras de palheta. Um perito na técnica pode reconhecer cada um destes componentes que estão na esquemática da Figura 1.

[0025] Coletivamente, o número total de aerofólios pode ser contado por uma seção de ventilador 22, uma seção de compressor 24 e uma seção de turbina 28. Similarmente, o número de estágios pode ser contado coletivamente através do ventilador 22, do compressor 24 e da turbina 26.

[0026] Como mostrado na Figura 2, uma quantidade pode ser definida pelo produto de turboventiladores tendo uma razão de pressão global (OPR) provido pelas seções de ventilador e de compressor multiplicado pela razão de desvio (BPR), com aquele produto dividido pelo número de estágios. Esta quantidade é desenhada comparada com a razão de pressão global no vôo de cruzeiro tanto para turboventiladores de acionamento direto (H) quanto para turboventiladores engrenados da United Technologies Corporation (G). Os turboventiladores de acionamento direto possuem uma razão que estava em aproximadamente 20 por uma faixa de razões de pressão global na altitude de cruzeiro.

[0027] Por outro lado, os motores da United Technologies Corporation são mostrados em G. A United Technologies Corporation aumentou a razão de desvio (BPR) e diminuiu significativamente o número de estágios. Desta forma, a United Technologies Corporation é capaz de alcançar as quantidades iguais a, ou acima de 22 para a razão de BPR, mesmo nas razões de pressão global (OPRs) onde o turboventilador de acionamento direto H estavam bem abaixo de 22. De fato, os motores da United Technologies Corporation podem alcançar produtos tão altos quanto 35 e, talvez, tão altos quanto 40.

[0028] Similarmente, como mostrado na Figura 3, a quantidade de um produto de OPR e BPR dividido pelo número de aerofólios nos motores de acionamento direto H tipicamente está abaixo de 0,12 em uma faixa de razões de pressão global. Por outro lado, a modalidade divulgada pela United Technologies Corporation reduz o número de aerofólios, aumenta a razão de desvio (BPR) e razão de pressão global (OPR) e alcança quantidades iguais a ou maiores do que 0,12, iguais a ou maiores do que 0,15, que se aproximam e até passam de 0,2. Acredita-se que a United Technologies Corporation pode alcançar quantidades tão altas quanto 0,25. Novamente, estes aprimoramentos foram alcançados aumentando a razão de desvio e razão de pressão global enquanto diminuem significativamente o número de aerofólios.

[0029] Apesar de uma modalidade desta invenção ter sido divulgada, um perito na técnica pode reconhecer que certas modificações podem estar dentro do escopo desta invenção. Por esta razão, as seguintes reivindicações devem ser estudadas para determinar o escopo real e o conteúdo desta invenção.

Claims

1. Motor de turbina a gás (20), caracterizado pelo fato de que compreende: um rotor de ventilador (42), um primeiro rotor de compressor (44) e um segundo rotor de compressor (52), um primeiro rotor de turbina (46) e um segundo rotor de turbina (54), o primeiro rotor de compressor (44) configurado para operar em uma pressão menor do que o segundo rotor de compressor (52) e o segundo rotor de turbina (54) configurado para operar em uma pressão maior do que o primeiro rotor de turbina (46), o primeiro rotor de turbina (46) configurado para acionar o primeiro rotor de compressor (44), e o segundo rotor de turbina (54) configurado para acionar o segundo rotor de compressor (52) e o primeiro rotor de turbina (46) também configurado para acionar o rotor de ventilador (42) através de uma redução de engrenagem; em que um primeiro número é definido como o total de lâminas associadas coletivamente com cada um do rotor de ventilador (42), os primeiro e segundo rotores de compressor (44, 52) e os primeiro e segundo rotores de turbina (46, 54), em que um segundo número é definido como o total de membros de palhetas estáticas coletivamente associadas com cada um do rotor de ventilador (42), os primeiro e segundo rotores de compressor e os primeiro e segundo rotores de turbina (46, 54), em que um terceiro número é definido como uma soma do primeiro número e do segundo número; em que um quarto número é definido como o total de estágios coletivamente associados com cada um do rotor de ventilador (42), do primeiro e do segundo rotores de compressor e do primeiro e do segundo rotores de turbina; em que uma razão de pressão global a partir de uma extremidade de entrada do rotor de ventilador (42) para uma extremidade de saída do segundo rotor de compressor (52) é configurada para ser maior do que 30 a 10.700 metros (35.000 pés) e operando em uma condição de vôo de cruzeiro a 0,80 MN; em que o rotor de ventilador (42) é configurado para distribuir ar para: o primeiro rotor de compressor (44); e um duto de desvio como ar de propulsão de desvio (B), em que uma razão de desvio é definida como a quantidade de ar distribuída para o duto de desvio dividida pela quantidade de ar distribuída para o primeiro rotor de compressor (44), em que a razão de desvio é maior do que cerca de 8,0; em que um produto é definido pela razão de desvio multiplicado pela razão de pressão global, e em que uma razão de estágio é definida como o produto dividido pelo quarto número; em que uma razão de aerofólio é definida como o produto dividido pelo terceiro número; e em que: a razão de aerofólio é maior do que ou igual a 0,12; ou a razão de estágio é entre 22 e 40; e a razão de aerofólio é menor do que 0,25; em que a razão de desvio é maior do que 10; em que o segundo rotor de turbina (54) inclui dois estágios.

2. Motor de turbina a gás (20) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a razão de aerofólio é maior do que 15.

3. Motor de turbina a gás (20) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a redução de engrenagem tendo uma razão de engrenagem de entre 2,4 e 4,2.

4. Motor de turbina a gás (20) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a razão de compressão global é alcançada com uma razão de pressão pelo ventilador que é menor do que ou igual a cerca de 1,45.

5. Motor de turbina a gás (20) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a razão de estágio que é maior do que ou igual a 22 e a razão de aerofólio que é maior do que ou igual a 0,12.

6. Motor de turbina a gás (20), caracterizado pelo fato de que compreende: um rotor de ventilador (42), um primeiro rotor de compressor (44) e um segundo rotor de compressor (52), um primeiro rotor de turbina (46) e um segundo rotor de turbina (54), o primeiro rotor de compressor (44) configurado para operar em uma pressão menor do que o segundo rotor de compressor (52) e o segundo rotor de turbina (54) configurado para operar em uma pressão maior do que o primeiro rotor de turbina (46), o primeiro rotor de turbina (46) configurado para acionar o primeiro rotor de compressor (44), e o segundo rotor de turbina (54) configurado para acionar o segundo rotor de compressor (52) e o primeiro rotor de turbina (46) também configurado para acionar o rotor de ventilador (42) através de uma redução de engrenagem; em que um primeiro número é definido como o total de lâminas associadas coletivamente com cada um do rotor de ventilador (42), os primeiro e segundo rotores de compressor e os primeiro e segundo rotores de turbina; em que um segundo número de membros de palhetas estáticas coletivamente associadas com cada um do rotor de ventilador (42), os primeiro e segundo rotores de compressor e os primeiro e segundo rotores de turbina; em que um terceiro número é definido como uma soma do primeiro número e do segundo número; em que um quarto número é definido como o total de estágios coletivamente associados com cada um do rotor de ventilador (42), do primeiro e do segundo rotores de compressor e do primeiro e do segundo rotores de turbina; em que uma razão de pressão global a partir de uma extremidade de entrada do rotor de ventilador (42) para uma extremidade de saída do segundo rotor de compressor (52) é configurada para ser maior do que 30 a 10.700 metros (35.000 pés) e operando em uma condição de vôo de cruzeiro a 0,80 MN; em que o rotor de ventilador (42) é configurado para distribuir ar para o primeiro rotor de compressor (44); um duto de desvio como ar de propulsão de desvio (B); em que uma razão de desvio é definida como a quantidade de ar distribuída para o duto de desvio dividida pela quantidade de ar distribuída para o primeiro rotor de compressor (44); em que a razão de desvio é maior do que cerca de 8,0; em que um produto é definido pela razão de desvio multiplicado pela razão de pressão global; em que uma razão de estágio é definida como o produto dividido pelo quarto número; em que uma razão de aerofólio é definida como o produto dividido pelo terceiro número; em que a razão de aerofólio que é maior do que ou igual a 0,12 e a razão de estágio que é maior do que ou igual a 22; em que a razão de estágio é menor do que 40; em que a razão de aerofólio é menor do que 0,25; e em que a redução de engrenagem tendo uma razão de engrenagem de entre 2,4 e 4,2; em que a razão de desvio é maior do que 10; em que o segundo rotor de turbina (54) inclui dois estágios.

7. Motor de turbina a gás (20) de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que a razão de estágio é maior do que 22.

8. Motor de turbina a gás (20) de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelo fato de que a razão de aerofólio é maior do que 0,15.