CN104093962B - 具有模块式核心和推进单元的燃气涡轮发动机和包含至少一个燃气涡轮发动机的航空器 - Google Patents

Abstract

包含自由涡轮和风扇的分离推进单元接收来自多个核心发动机的气体。核心发动机各自包括压缩器、涡轮和燃烧部段。核心发动机以组合方式传送气体穿越自由涡轮。还公开了一种方法。

Description

具有模块式核心和推进单元的燃气涡轮发动机和包含至少一个燃气涡轮发动机的航空器

本发明的背景

本申请涉及燃气涡轮发动机，其中核心发动机被安装成与推进单元分离。

燃气涡轮发动机是公知的，并且通常包括风扇，其将一部分空气输送到涵道管道中，并将第二部分空气输送到通向压缩器部段中的核心流中。空气在压缩器中被压缩，并向下游输送到燃烧部段中，在这里它与燃料混合并被点燃。该燃烧的产物经过涡轮转子，其被驱动而旋转，并进而旋转压缩器和风扇部段。历史上，一个涡轮部段以相同速度驱动两个压缩器级和风扇。最近，已经提出了包含齿轮减速器，以便风扇能以比压缩器级更慢的速度旋转。通过这种配置，风扇的外径可增大，并且涡轮和压缩器部段的外径可减小。

历史上，风扇和压缩器被同轴地安装，并且被处于发动机的后端部处的涡轮驱动，而风扇和压缩器在前端。一般不可能在不作为组合单元移除同心旋转的涡轮、压缩器和风扇的情况下维修发动机的任何部分。至少而言，这些部段的相互关系使维修变得复杂。

发明内容

在一特色实施例中，燃气涡轮发动机具有推进单元，其包括风扇和自由涡轮，所述自由涡轮被连接来围绕第一轴线驱动所述风扇。多个核心发动机至少包括压缩器、燃烧部段和涡轮。核心发动机涡轮被连接来驱动所述压缩器。压缩器和核心发动机涡轮围绕第二轴线旋转。所述多个核心发动机具有从核心发动机涡轮经过自由涡轮的输出(output)。

在根据前一实施例的另一实施例中，在自由涡轮与风扇之间提供齿轮减速器。

在根据前一实施例的另一实施例中，所述风扇将推进空气输送到风扇下游的主管道中。

在根据前一实施例的另一实施例中，通向所述核心发动机的入口来自与所述主管道分离的环境入口。

在根据前一实施例的另一实施例中，入口管道将来自所述风扇下游的所述主管道的空气输送穿越所述多个核心发动机。

在根据前一实施例的另一实施例中，连接管道将来自所述多个核心发动机的处于所述核心发动机的涡轮下游的气体传送穿越所述自由涡轮。

在根据前一实施例的另一实施例中，处于所述公用自由涡轮下游的气体被引导回到所述主管道中。

在根据前一实施例的另一实施例中，被引导到所述公用自由涡轮下游的气体通过撑杆被引导到所述主管道中。

在根据前一实施例的另一实施例中，核心发动机被安装成围绕大体垂直于所述风扇的旋转轴线的角度旋转。

在根据前一实施例的另一实施例中，所述风扇将推进空气输送到风扇下游的主管道中。

在根据前一实施例的另一实施例中，通向所述核心发动机的入口来自与所述主管道分离的环境入口。

在根据前一实施例的另一实施例中，入口管道将来自所述风扇下游的所述主管道的空气输送穿越所述多个核心发动机。

在根据前一实施例的另一实施例中，处于所述公用自由涡轮下游的气体被引导回到所述主管道中。

在根据前一实施例的另一实施例中，被引导到所述公用自由涡轮下游的气体通过撑杆被引导到所述主管道中。

在另一特色实施例中，一种提供燃气涡轮发动机的方法包括以下步骤：提供包含自由涡轮和风扇的推进单元；以及向所述推进单元安装多个核心发动机，其中所述核心发动机各自包括压缩器、涡轮和燃烧器，使得所述多个核心发动机以组合方式提供气体来驱动所述自由涡轮。

在根据前一实施例的另一实施例中，自由涡轮通过齿轮减速器驱动风扇。

在根据前一实施例的另一实施例中，入口管道从所述风扇下游的主管道导出空气，并且所述单个入口管道将空气输送到所述多个核心发动机中。

在根据前一实施例的另一实施例中，所述风扇将推进空气输送到主管道中。

在根据前一实施例的另一实施例中，被输送到所述多个核心发动机中的空气来自环境冲压入口。

在根据前一实施例的另一实施例中，所述多个核心发动机从进入所述主管道中的导出口(tap)接收入口空气。

在根据前一实施例的另一实施例中，单个连接管道将所述多个核心发动机下游的气体传送穿越所述自由涡轮。

在另一特色实施例中，包含至少一个燃气涡轮发动机的航空器具有安装燃气涡轮发动机的航空器机翼。所述燃气涡轮发动机包括：推进单元，其包括风扇和自由涡轮，所述自由涡轮被连接来围绕第一轴线驱动所述风扇；和多个核心发动机。核心发动机至少包括压缩器、燃烧部段和涡轮。核心发动机涡轮被连接来驱动所述压缩器。压缩器和核心发动机涡轮围绕第二轴线旋转。所述多个核心发动机具有从核心发动机涡轮经过自由涡轮的输出(output)。

本申请的这些以及其它特征可从以下说明和附图中得到最佳的理解，以下是附图的简要说明。

附图说明

图1示意性地示出了现有技术的燃气涡轮发动机。

图2是创造性燃气涡轮发动机的截面图。

图3是图2的发动机的一部分的局部视图。

图4是一替代实施例。

图5A示出了第一实施例。

图5B示出了一替代实施例。

图5C示出了又一实施例。

具体实施方式

图1示意性地示出了一公知的燃气涡轮发动机20。燃气涡轮发动机20在本文被公开为二转轴涡扇，其一般包含风扇部段22、压缩器部段24、燃烧器部段26和涡轮部段28。除其它系统或特征外，替代方案的发动机还可以包括增强器部段(未示出)。风扇部段22沿着涵道流动路径驱动空气，而压缩器部段24沿着核心流动路径驱动空气，以进行压缩并连通到燃烧器部段26中，然后膨胀穿过涡轮部段28。尽管在所公开的非限制性实施例中被描绘为涡扇燃气涡轮发动机，但是应该明白的是：本文所描述的构思并不局限于用于涡扇，因为教导可以应用于其它类型的涡轮发动机，其包括三转轴结构。

发动机20通常包括低速转轴30和高速转轴32，其安装成相对于发动机静态结构36围绕发动机中心纵向轴线C旋转。

低速转轴30通常包括内轴40，其互连风扇42、低压压缩器44和低压涡轮46。内轴40通过齿轮传动结构48连接至风扇42，来以比低速转轴30低的速度驱动风扇42。高速转轴32包括外轴50，其互连高压压缩器52和高压涡轮54。内轴40和外轴50是同心的，并且围绕与它们的纵向轴线共线的发动机中心纵向轴线C旋转。

核心空气流被低压压缩器44压缩然后被高压压缩器52压缩，与燃烧器56中的燃料混合并燃烧，然后膨胀穿过高压涡轮54和低压涡轮46。涡轮46、54响应于膨胀而旋转地驱动相应的低速转轴30和高速转轴32。

航空器机翼352被示为使得燃气涡轮发动机20安装成在一定程度上处于发动机前方。挂架351将燃气涡轮发动机安装至机翼352。如所示，盘爆裂区域(diskburstzone)A延伸达穿越燃气涡轮发动机的出口点大约30°。它是这样一个区域，在这里燃气涡轮发动机的可能破裂的部分比如转子盘的一些部分可能向外飞行并损坏机翼，这是作为一个示例。燃气涡轮发动机安装在何处的设计限制为盘爆裂区域A不能延伸穿越示意性地示出的燃料箱400所安装之处的区域。因此，这在过去在一定程度上限制了燃气涡轮发动机的安装。

如从图1可理解的，涡轮、压缩器均是相互关联的，并且与延伸转轴30/32一起在公用轴线上旋转。如从图1可理解的，在一定程度上难以将涡轮、压缩器或风扇彼此分离地移除以用于维修(service)。

图2示出了创造性的发动机100。空气在114处接近风扇转子111，其被驱动以与风扇轮毂110一起旋转。轴120通过齿轮减速器118被驱动，所述齿轮减速器118进而被轴125驱动。轴125被自由涡轮127驱动。管道310传送来自核心发动机130的燃烧产物，所述核心发动机130包括低压涡轮170、高压涡轮160、燃烧器155以及包括高压压缩器150和低压压缩器145的压缩器部段。转轴165旋转低压转轴，而转轴175旋转高压转轴。

入口管道195将来自转向管道185的空气传送到低压压缩器145中。开口190从主管道105接收空气。挂架200将发动机100安装至航空器机翼352。

包含压缩器部段145、150、燃烧器155以及涡轮部段160和170的核心发动机130的中心线X与轴120/125的中心线C错位达角度B。因此，风扇转子111围绕轴线C旋转，而核心发动机130围绕错位达角度B的轴线X旋转。角度B可以是一些非零角度，或者如以下所描述的，可以至少在一些实施例中为零。在将核心发动机定位成错位的实施例中，角度B可以大于零并且小于或等于大约90°。注意，也可采用其它角度。爆裂区域特征穿越该范围得到最大化。

为了图2的实施例的目的，并且为了移动爆裂区域A，角度B应该大于零。

如进一步示出的，撑杆210从挂架200延伸，并安装至管道310。

在发动机100中，代替在发动机的风扇侧将空气输送到核心空气流中，所有空气都被输送到管道105中。包括自由涡轮127、齿轮减速器118和风扇转子111的推进单元将该空气输送超过撑杆116，并至整流罩411的出口410。这提供用于发动机的大部分推进力。进入转向管道185中的入口190接收一部分空气，并将之输送到用于压缩器145的入口195中。空气被压缩，输送到更高的压缩器部段150中，进入燃烧部段155中，并穿越涡轮160和170，其进而驱动压缩器150和145。涡轮部段170下游的出口气体穿过管道310，并被驱动穿越自由涡轮127。自由涡轮127驱动齿轮减速器118，以进而使风扇叶片111旋转。

自由涡轮部段127下游的空气向外返回，并通过撑杆116中的开口进入管道105中。

如从图2可理解的，由于核心发动机130安装在与轴线C不平行的轴线上，所以盘爆裂区域A得到偏移、或倾斜，向前方远离机翼352。现在，比起现有技术中的情况，发动机可以在机翼下方安装得更靠后。本质上，只要轴线X被安装为朝机翼352延伸，则安装在与推进单元C的轴线不平行的轴线上的核心发动机就将实现该益处。也就是说，如果角B至少具有从推进单元驱动轴线C朝机翼352延伸的分量，则将实现盘爆裂区域A的该前向运动。可通过改变角B的大小来控制移动量。选择角B以将盘爆裂区域A定位成使得发动机可在机翼下方安装得更靠后的方法从以上公开也将变得显而易见。

如在图3中可理解的，存在多个撑杆116，其将空气输送回到管道105中。通常，向管道中输送空气的撑杆不与进入转向管道185中的开口190对齐。

实施例600在图4中示意性地示出。如所示，核心发动机608可以将来自入口管道606的气体流如图2中所示那样传送穿过压缩器和涡轮部段。核心发动机608中的涡轮部段下游的燃烧产物进入连接管道610中，然后穿越自由涡轮612。自由涡轮612可以驱动风扇转子602。来自自由涡轮612的出口气体可以被引导穿过撑杆614，并进入主管道604中。如在该图中示出的，存在包括自由涡轮612和风扇转子602的分离推进单元。这在一些实施例中还可以包括齿轮减速器。该分离推进单元定位在燃气涡轮发动机600的入口前方或朝向燃气涡轮发动机600的入口，而核心发动机间隔在该推进单元的后方，并与该推进单元分离。通过该实施例，与现有技术相比，核心发动机相对于推进单元的维修得到简化。

风扇602定位在主空气管道604的入口端部处。自由涡轮相对于轴向维度处于入口端部与核心发动机608之间，所述轴向维度沿着风扇的旋转轴线并且从主管道的入口端部朝向出口端部延伸。

图5A-5C示出了具有分离推进单元和核心发动机在提供模块化尺寸时的能力。推进单元508可在尺寸上极大地增加。因此，例如，图5A示出了30,000推力磅(thrustpound)发动机，图5B示出了60,000推力磅发动机，而图5C示出了90,000推力磅发动机。推进单元508均相应地增大。管道506从如在R处示出的环境入口接收冲压(ram)环境空气，并将之引导到核心发动机504中。核心发动机504具有与连接管道502连通的输出，其将燃烧产物传送回到推进单元508内的自由涡轮。当然，转向管道在主管道内的使用，如在例如图2中示出的，也可以用在这里。

如图5A所示，推进单元的旋转轴线C垂直于核心发动机504的旋转轴线X。

然而，也可采用其它取向，比如在上述实施例中示出的。当希望增大推进单元时，可以采用第二核心504，如图5B中所示。这样，只需设计单个核心，并且可通过仅仅添加附加核心来实现数种发动机尺寸。如在图5B中可理解的，在双核心的情况下，管道506和502的尺寸可以更大。

图5C示出了使用三个核心。当然，可采用任何数量的核心来实现增加发动机的推力能力的大小。图5A-5C的实施例的内部机械和流体详情可以如图1-4中所示。

图1-4的详情在与本申请同日提交且题为“GasTurbineEngineWithSeparateCoreandPropulsionUnit”的共同未决美国申请No.13/370,750中被要求。

多个核心发动机不仅允许来自模块式发动机的经济性，而且还提供多余性来为多个核心发动机中任一个的故障提供保护。

尽管已经公开了本发明的实施例，但是本领域的技术人员将意识到某些修改将进入本发明的范围内。因此，应该研究后附权利要求书来确定本发明的真实范围和内容。

Claims (15)

1.一种燃气涡轮发动机，包括：

推进单元，其包括风扇和自由涡轮，所述自由涡轮被连接来围绕第一轴线驱动所述风扇；

多个核心发动机，所述核心发动机至少包括压缩器、燃烧部段和涡轮，所述核心发动机的涡轮被连接来驱动所述压缩器，并且所述压缩器和所述核心发动机的涡轮围绕与所述第一轴线不同轴的轴线旋转；

所述多个核心发动机具有从所述核心发动机的涡轮经过所述自由涡轮的输出；并且

所述推进单元相对于所述核心发动机定位在所述燃气涡轮发动机的入口前方且朝向所述燃气涡轮发动机的入口，并且所述核心发动机间隔在所述推进单元的后方并与所述推进单元分离。

2.如权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，在所述自由涡轮与所述风扇之间提供齿轮减速器。

3.如权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述风扇将推进空气输送到所述风扇下游的主管道中。

4.如权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中，通向所述核心发动机的入口来自与所述主管道分离的环境入口。

5.如权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中，入口管道将来自所述风扇下游的所述主管道的空气输送穿越所述多个核心发动机。

6.如权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中，连接管道将来自所述多个核心发动机的处于所述核心发动机的涡轮下游的气体传送穿越所述自由涡轮。

7.如权利要求6所述的燃气涡轮发动机，其中，处于所述自由涡轮下游的气体被引导回到所述主管道中。

8.如权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其中，被引导到所述自由涡轮下游的气体通过撑杆被引导到所述主管道中。

9.一种燃气涡轮发动机，包括：

推进单元，其包括风扇和自由涡轮，所述自由涡轮被连接来围绕第一轴线驱动所述风扇；

多个核心发动机，所述核心发动机至少包括压缩器、燃烧部段和涡轮，所述核心发动机的涡轮被连接来驱动所述压缩器，并且所述压缩器和所述核心发动机的涡轮围绕与所述第一轴线不同轴的轴线旋转；

所述多个核心发动机具有从所述核心发动机的涡轮经过所述自由涡轮的输出；并且

其中，所述核心发动机被安装成围绕大体垂直于所述风扇的所述第一轴线的轴线旋转。

10.如权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其中，所述风扇将推进空气输送到所述风扇下游的主管道中。

11.如权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中，通向所述核心发动机的入口来自与所述主管道分离的环境入口。

12.如权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中，入口管道将来自所述风扇下游的所述主管道的空气输送穿越所述多个核心发动机。

13.如权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其中，处于所述自由涡轮下游的气体被引导回到所述主管道中。

14.如权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其中，被引导到所述自由涡轮下游的气体通过撑杆被引导到所述主管道中。

15.一种包含至少一个燃气涡轮发动机的航空器，包括：

安装燃气涡轮发动机的航空器机翼；

所述燃气涡轮发动机包括：推进单元，其包括风扇和自由涡轮，所述自由涡轮被连接来围绕第一轴线驱动所述风扇；多个核心发动机，所述核心发动机至少包括压缩器、燃烧部段和涡轮，所述核心发动机的涡轮被连接来驱动所述压缩器，并且所述压缩器和所述核心发动机的涡轮围绕与所述第一轴线不同轴的轴线旋转；所述多个核心发动机具有从所述核心发动机的涡轮经过所述自由涡轮的输出；并且

所述推进单元相对于所述核心发动机定位在所述燃气涡轮发动机的入口前方且朝向所述燃气涡轮发动机的入口，并且所述核心发动机间隔在所述推进单元的后方并与所述推进单元分离。