CN104791101A - 具有改进的核心机系统的高推力燃气涡轮发动机 - Google Patents

具有改进的核心机系统的高推力燃气涡轮发动机 Download PDF

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K.D.默罗
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Abstract

本发明涉及具有改进的核心机系统的高推力燃气涡轮发动机。具体而言，披露了一种具有从中穿过的纵向中心轴线的燃气涡轮发动机，包括：位于燃气涡轮发动机的前端处的风扇部分，其至少包括与第一驱动轴相连的第一风扇叶片列；设于风扇部分的下游并与之至少部分地流动相通的的增压压缩机，其包括多个级，每个级都包括固定式压缩机叶片列，以及与驱动轴相连并与固定式压缩机叶片列相互交错的旋转式压缩机叶片列；设于增压压缩机的下游的核心机系统，其还包括中间压缩机和燃烧系统，中间压缩机设于增压压缩机的下游并与之流动相通且与第二驱动轴相连，而燃烧系统用于从供应至其入口处的流体流中产生具有提高的压力和温度的气体脉冲，从而在出口处产生工作流体；以及设于核心机系统的下游并与之流动相通的低压涡轮，低压涡轮用于为第一驱动轴提供动力。

Description

具有改进的核心机系统的高推力燃气涡轮发动机
技术领域
本发明大体上涉及高推力的燃气涡轮发动机的设计，更具体地涉及改进的核心机系统，其可替换传统燃气涡轮发动机的高压系统。燃气涡轮发动机的中间压缩机与该核心机系统相关联，以便提供额外的推力同时减轻源于燃烧系统的各种影响，从而保留具有传统设计的低压涡轮。
背景技术
众所周知，典型的燃气涡轮发动机基于理想的Brayton循环，其中空气被绝热地压缩，热量在恒定的压力下增加，所得热气体在涡轮中膨胀，并且热量在恒定的压力下排出。而后，高出于驱动压缩系统所需的能量之上的能量用于推进或其它工作。这种燃气涡轮发动机通常依赖于爆燃燃烧，以便燃烧燃料/空气混合物，产生燃烧气体产物，其在燃烧室内以相对较慢的速率并在相对恒定的压力下运动。虽然通过稳步地改善部件效率和提高压力比及峰值温度，基于Brayton循环的发动机已经达到了很高水平的热力学效率，但是获得进一步的提高已经便得日益困难。
虽然传统燃气涡轮发动机所用的燃烧室是其内部压力保持基本恒定的类型，但是通过操作发动机以使燃烧以连续或脉冲模式的爆燃方式进行，已经在发动机循环性能和效率方面获得了提高。例如，本发明的受让人在如下专利申请中已经公开了几种脉冲式爆燃系统的设计：(1)具有序列号No.10/383027的“用于燃气涡轮发动机的脉冲式爆燃装置”；(2)具有序列号No.10/405561的“用于燃气涡轮发动机的脉冲式爆燃系统”；(3)具有序列号No.10/418859的“用于燃气涡轮发动机的整体脉冲式爆燃系统”；(4)具有序列号No.10/422314的“用于燃气涡轮发动机的旋转脉冲式爆燃系统”；以及(5)具有序列号No.10/803293的“用于燃气涡轮发动机的带有空气动力学爆燃通道的旋转脉冲式爆燃系统”。
应当理解，脉冲式爆燃装置产生了具有大致相同压力的热气体脉冲。这种脉冲的时间平均压力在强度上类似于典型低压涡轮发动机中所产生的压力，但是处于比低压涡轮发动机正常运行更高的温度下。应当理解，定容燃烧室类似地产生了高压高温气体的脉冲，其也可用于脉冲式爆燃装置。在授予Hagen的美国专利3877219中公开了固定式定容燃烧室的示例，而在授予Zdvorak, Sr.的美国专利5960625中公开了包括可旋转件的定容燃烧室。
通过这种方式，传统燃气涡轮发动机的核心机或高压系统可由更有效且更简单的包括不同类型燃烧室的系统来替代。同时，该改进的燃气涡轮发动机将能够保留传统低压涡轮及其传统操作特征。为了在题为“具有改进的核心机系统的燃气涡轮发动机”的专利申请No.10/941508所公开的燃气涡轮发动机上提供额外的推力，必须进行某些修改，该专利申请也属于本发明的受让人所有，并与本发明同时提交。
因此，将需要为燃气涡轮发动机研制一种实用的整体架构，其使用了脉冲式爆燃装置或定容燃烧室，从而进一步提高了整个发动机的效率。另外，这种架构希望结合能够减轻燃烧排气的脉动特性并降低发动机噪音的冷却系统和方法。同时，还希望这种燃气涡轮发动机可产生较高范围内的推力。
发明内容
根据本发明的第一实施例，公开了一种具有从中穿过的纵向中心轴线的燃气涡轮发动机，其包括：位于燃气涡轮发动机前端处的风扇部分，其包括与第一驱动轴相连的至少第一风扇叶片列；设于风扇部分的下游并与之至少部分地流动相通的包括有多个级的增压压缩机，每一级都包括固定式压缩机叶片列和与驱动轴相连并与固定式压缩机叶片列相互交错的旋转式压缩机叶片列；设于增压压缩机的下游的核心机系统，该核心机系统还包括设于增压压缩机的下游并与之流动相通的中间压缩机以及燃烧系统，该中间压缩机与第二驱动轴相连，而燃烧系统用于从供应至其入口的流体流中产生具有提高的压力和温度的气体脉冲，从而在出口处产生工作流体；以及设于核心机系统的下游并与其流动相通的低压涡轮，该低压涡轮用于为第一驱动轴提供动力。为燃烧系统的入口提供具有预定压力的压缩空气的第一气源，而提供比压缩空气的第一气源具有更大压力的压缩空气的第二气源用于冷却燃烧系统。中间涡轮可设在燃烧系统的下游并与工作流体流动相通，其中中间涡轮用于为第二驱动轴提供动力。
根据本发明的第二实施例，公开了一种对包括增压压缩机和中间压缩机的燃气涡轮发动机的燃烧系统进行冷却的方法，其中燃烧系统可从供应至其入口的流体流中产生具有提高的压力和温度的气体脉冲，所述方法包括以下步骤：为燃烧系统提供具有预定压力的压缩空气的第一气源，而提供比压缩空气的第一气源具有更大压力的压缩空气的第二气源用于冷却燃烧系统。
根据本发明的第三实施例，公开了一种燃气涡轮发动机，其包括：位于燃气涡轮发动机的前端处并具有多个级的压缩机，每一级都包括固定式压缩机叶片列和与第一驱动轴相连并与第一压缩机叶片列相互交错的旋转式压缩机叶片列；设于压缩机下游的核心机系统，该核心机系统还包括设于压缩机的下游并与之流动相通的中间压缩机以及燃烧系统，其中中间压缩机与第二驱动轴相连，而燃烧系统用于从供应至其入口的流体流中产生具有提高的压力和温度的气体脉冲，从而在出口处产生工作流体；设于中间涡轮的下游并与其流动相通的低压涡轮，其用于为第一驱动轴提供动力；以及与第一驱动轴相连的负载。中间涡轮可设在燃烧系统的下游并与工作流体流动相通，其中中间涡轮用于为第二驱动轴提供动力。为燃烧系统提供具有预定压力的压缩空气的第一气源，而提供比来自第一气源的压缩空气具有更大压力的压缩空气的第二气源用于冷却燃烧系统。
附图说明
图1是包括有现有技术的核心机系统的燃气涡轮发动机结构的简图，其中显示了冷却系统；
图2是燃气涡轮发动机结构的简图，其包括带有固定式燃烧装置的根据本发明的核心机系统，其中冷却系统显示为与该核心机系统形成为一体；
图3是图2所示燃气涡轮发动机结构的简图，其包括一种备选的轴系设置；
图4是图2所示燃气涡轮发动机结构的简图，其包括带有旋转式燃烧装置的根据本发明的核心机系统，其中冷却系统显示为与该核心机系统形成为一体；
图5是一种备选燃气涡轮发动机结构的简图，其包括带有固定式燃烧装置的根据本发明的核心机系统，其中冷却系统显示为与该核心机系统形成为一体；和，
图6是图5所示燃气涡轮发动机结构的简图，其包括带有旋转式燃烧装置的根据本发明的核心机系统，其中冷却系统显示为与该核心机系统形成为一体。
图中各标号含义如下：10 燃气涡轮发动机（现有技术）；12 纵向中心轴线；14 显示了流向风扇部分的气流的箭头；16 风扇部分；18 显示了流向增压压缩机的气流的箭头；20 增压压缩机；22 显示了第一压缩流的箭头；24 高压压缩机；25 核心机（高压）系统；26 显示了第二压缩流的箭头；28 燃烧室（等压）；30 高压涡轮；32 显示了流向高压涡轮的气体产物的箭头；34 第一（高压）驱动轴；36 低压涡轮；38 显示了流向低压涡轮的气体产物的箭头；40 第二（低压）驱动轴；42 显示了流向燃烧室的冷却流的虚箭头；44 燃气涡轮发动机（普通型）；45 核心机系统（普通型）；46 燃烧系统（固定式）；47 中间压缩机；48 显示了离开燃烧系统出口的工作流体的箭头；49 中间涡轮；50 燃烧系统的出口；51 第二驱动轴；52 显示了供应至燃烧系统入口处的压缩气流的箭头；53 驱动轴；54 燃烧系统的入口；55 与低压涡轮相关的涡轮喷嘴；56 与中间涡轮相关的涡轮喷嘴；58 备选燃烧系统（旋转式）；64 压缩空气的第一气源；65 显示了第二压缩气流的箭头；66 压缩空气的第二气源；67 增压压缩机的后端；68 中间压缩机的后端；70 热交换器；76 燃气涡轮发动机（工业型）；78纵向中心轴线；80 压缩机；82 显示了流向压缩机的气流的箭头；84 第一驱动轴；86 核心机系统（普通型）；87 中间压缩机；88 燃烧系统（固定式）；89 中间涡轮；90 低压涡轮；91 来自核心机系统的工作流体；92 离开低压涡轮的燃气；93 来自燃烧系统的工作流体；94 与中间涡轮相关的涡轮喷嘴；95 与低压涡轮相关的涡轮喷嘴；96 负载；98 第二驱动轴；100 燃烧系统（旋转式）；102 第一驱动轴；104 压缩空气的第一气源；106 表示了供应至燃烧室入口的压缩气流的箭头；108 燃烧系统的入口；110 压缩空气的第二气源；112 供应至涡轮喷嘴的压缩气流；114 压缩机的后端；115 中间压缩机的后端；116 燃烧系统的出口；118 热交换器。
具体实施方式
现在来详细参考附图，在所有图中采用相同的标号来表示相同的零件，图1概略地显示了用于飞机的传统燃气涡轮发动机10（高函道比型），其具有从中穿过的纵向或轴向的中心轴线12，该轴线用作基准。气流（由箭头14表示）流经风扇部分16，其一部分（由箭头18表示）被供应至增压压缩机20。之后，第一压缩流（由箭头22表示）被供应至核心机系统或高压系统25。
更具体地说，核心机系统25包括高压压缩机24，其为燃烧室28提供第二压缩流26。应当理解，燃烧室28是本领域中众所周知的恒压型燃烧室。在燃烧室28的下游设有高压涡轮30，其接收由燃烧室28产生的气体产物（由箭头32表示）并从中抽取能量，从而通过第一或高压驱动轴34来驱动高压压缩机24。还应当理解，高压压缩机24不仅为燃烧室28的入口提供第二压缩流26，而且为燃烧室28提供冷却流（由虚箭头42表示）。
在核心机系统25（即高压涡轮30）的下游设有低压涡轮36，气体产物（由箭头38表示）流到其中，并且抽取能量以通过第二或低压驱动轴40来驱动增压压缩机20和风扇部分16。而其余气体产物（由箭头41表示）离开燃气涡轮发动机10。应当理解，风扇部分16通常包括至少一排与第二驱动轴40相连的风扇叶片。还应当理解，增压压缩机20和高压压缩机24优选包括多个级，其中增压压缩机20的每一级都包括固定式压缩机叶片列，以及与第二驱动轴40相连并与固定式压缩机叶片列相互交错的旋转式压缩机叶片列。
如图2所示，燃气涡轮发动机44类似地包括纵向中心轴线12、流向风扇部分16的气流14、流向增压压缩机20的气流18以及低压驱动轴40，低压涡轮36通过该低压驱动轴40来驱动风扇部分16和增压压缩机20。然而，燃气涡轮发动机44包括一种新颖的核心机系统45，其优选包括与增压压缩机20流动相通的中间压缩机47和燃烧系统46。虽然并不是在燃气涡轮发动机44的所有结构中都是必需的，但优选设置有与燃烧系统46流动相通的中间涡轮49。燃烧系统46可以是定容型燃烧室或脉冲式爆燃系统，其在出口50处产生了由具有比供应至其入口54的气流（由箭头52表示）提高的压力和温度的气体脉冲所构成的工作流体（由箭头48表示）。与上文所介绍的用于核心机系统25中的燃烧室28相反，燃烧系统46并不在其内部保持相对恒定的压力。而且，核心机系统45基本上根据理想Humphrey循环来运行，而不是核心机系统25中的理想Brayton循环。
在燃烧系统46不包括可旋转部件的情况下，可以看到，气体脉冲48优选供应至紧邻地定位在中间涡轮49上游的涡轮喷嘴56中，从而将其流动以最佳的定向引导到中间涡轮49中。然后中间涡轮49运行以便为第二驱动轴51提供动力，而第二驱动轴51可驱动中间压缩机47。如图2所示，低压涡轮36通过驱动轴40来驱动风扇部分16和增压压缩机20。然而在图3所示的备选结构中可以注意到，第二驱动轴51运行以驱动增压压缩机20和中间压缩机47。这样，低压涡轮36能够借助驱动轴40而单独地驱动风扇部分16。
在燃烧系统包括可旋转部件（见图4）的情况下，其可通过驱动轴53为中间压缩机47（以及可能还有增压压缩机20）提供动力。应当注意到，表示驱动轴53的线以虚线形式延伸，以表示与增压压缩机20的选择性连接。显然，在这种结构中优选省略中间涡轮49，使得工作流体48流向紧邻于低压涡轮36上游的涡轮喷嘴55。根据驱动轴53是否只是单独与中间压缩机47相连，还是与中间压缩机47和增压压缩机20都相连，低压涡轮36为风扇16和增压压缩机20提供动力，或者只通过驱动轴40为风扇16提供动力。
另外，从图2-4中可以看到，来自增压压缩机20的第一气源64优选为燃烧系统46和58的入口54提供压缩空气52，而来自中间压缩机47的第二气源66优选为涡轮喷嘴56和55提供压缩空气65，以便减弱工作流体48的脉动特性，并将其温度降低到中间涡轮49（如果使用了的话）和低压涡轮36可接受的水平。这样就减轻了任何相关的噪音，并实现了燃气涡轮发动机44的平稳运行。第二压缩空气65还可用于为燃烧系统46和58提供冷却，其优选可采用冲击冷却和/或对流冷却的形式。另外，第二压缩空气65的一小部分可用于提供被供给至燃烧系统46和58中的燃料的增强雾化效果。
应当理解，第一压缩气源64优选来源于增压压缩机20中的中间级内或后端处的阀或端口，其设置在第二压缩气源66的上游。由于来自第二气源66的压缩空气65优选已经经历了增压压缩机20的级以及中间压缩机47的级，因此来自第二气源66的压缩空气65将必然具有比来自第一气源64的压缩空气52更高的压力。来自第二气源66的压缩空气65的压力优选比来自第一气源64的压缩空气52的压力大至少约20%。更优选的是，第二气源66的压缩空气65和第一气源64的压缩空气52之间的压力差至少为约50%，并且这种压力差最好为至少约100%。为了实现第一压缩气源64和第二压缩气源66的压缩空气52和65之间的所需压力差，第一气源64优选来源于增压压缩机20的后端67，而第二气源66优选来源于中间压缩机47的后端68。
还应当理解，从第二气源66提供给涡轮喷嘴56和55的压缩空气65优选具有比燃烧系统出口50处所提供的工作流体48更大的压力。这样，即使在燃烧系统46中来自第一气源64的压缩空气52的压力增大，也能够将这种压缩空气65引入到燃烧系统46中。为了提高来自第二气源66的压缩空气65的冷却效率，可以选择性地与之串联地使用热交换器70（如图2中的虚框所示）。
就此处所使用的燃气涡轮发动机44和核心机系统45而言，在没有其它修改的条件下，所产生的最大推力量可认为达到了约60000磅，或者是在无这种中间压缩机的如上述专利申请所公开的燃气涡轮发动机的2-3倍。虽然如此，用核心机系统45替代传统燃气涡轮发动机10中的高压核心机系统25的实际效果包括了燃气涡轮发动机44的更简单且更有效的运行。同时，可以保留传统低压涡轮36的设计和材料，从而可避免昂贵的进口材料。
本发明还构思了一种对燃气涡轮发动机44的燃烧系统46和58进行冷却的方法，其中增压压缩机20包括多个级，并且工作流体48从这种燃烧系统中排出。这种方法包括步骤：从增压压缩机20的第一气源64中提供压缩空气52给燃烧系统46（或燃烧系统58），以及从中间压缩机47的第二气源66中提供压缩空气65，以冷却这种相应的燃烧系统。应当理解，如上文所述，来自第二气源66的压缩空气65的压力比来自第一气源64的压缩空气52的压力大预定的量。该方法还包括步骤：使第一压缩气源64来源于设在增压压缩机20的后端67处的第一点，而使第二压缩气源66来源于设在第一点下游的第二点。更具体地说，该方法包括将压缩空气65从第二气源66如这里所述地供应至中间涡轮49的初始级或涡轮喷嘴56和55上的步骤。为了提高来自第二气源66的压缩空气65的效率，另一步骤可包括在将这种压缩空气65供应至燃烧系统46或58中之前对其进行冷却（例如通过将压缩空气65引导至热交换器70中）。
图5显示了一种用于工业和其它轴动力应用（例如船舶或直升机的推进器）中的具有纵向中心轴线78的备选燃气涡轮发动机76。如此处所示，燃气涡轮发动机76包括与气流（由箭头82表示）流动相通的压缩机80。压缩机80优选至少包括第一固定式压缩机叶片列，以及与第一驱动轴84相连并与第一压缩机叶片列相互交错的第二压缩机叶片列。其它的压缩机叶片列可与驱动轴84相连，并且有其它的固定式压缩机叶片列与之相互交错。在压缩机80的上游端处设有入口导向叶片（未示出），用于引导气流到其中。具有中间压缩机87、固定式燃烧系统88和中间涡轮89的核心机系统86类似于上文中与图2和3相关介绍的核心机系统，其为可向第一驱动轴84传动轴的低压涡轮90提供工作流体91。而后燃烧气体（由箭头92表示）离开低压涡轮90并排出。
应当看到，工作流体93优选供应至紧邻地定位在中间涡轮89上游的涡轮喷嘴94中，从而将其流动以最佳的定向引导到中间涡轮89中。在图5所示的实施例中，低压涡轮90必然通过第一驱动轴84来驱动压缩机80，并且通过第二驱动轴98来驱动负载96，而中间涡轮89驱动可为中间涡轮87提供动力的第三驱动轴99。
在图6所示的一种备选结构中可以注意到，燃烧系统100包括至少一个与其相关联的可旋转部件，其可操作第一驱动轴102，而第一驱动轴102优选驱动中间压缩机87并可能驱动压缩机80。根据所使用的轴系装置，低压涡轮90能够借助第二驱动轴98来单独地驱动负载96，不需要中间涡轮。涡轮喷嘴95紧邻地定位在低压涡轮90的上游，从而将工作流体93引导到其中。
另外，从图5和6中可以看到，来自压缩机80的第一气源104为燃烧系统88和100的入口108提供压缩空气106，而来自中间压缩机87的第二气源110优选为涡轮喷嘴94和95提供压缩空气112，以便减弱工作流体93或工作流体91的脉动特性，并将其温度降低到低压涡轮90可接受的水平。这样就减轻了任何相关的噪音，并实现了燃气涡轮发动机76的平稳运行。第二压缩空气112还可用于为燃烧系统88和100提供冷却，其可采用冲击冷却和/或对流冷却的形式。另外，第二压缩空气112的一小部分可用于提供被供给至燃烧系统88和100中的燃料的增强雾化效果。
应当理解，第一压缩气源104优选来源于压缩机80中的中间级内或后端处的阀或端口，其位于第二压缩气源110的上游。由于来自第二气源110的空气优选已经经历了比第一气源104更多的压缩级，因此来自第二气源110的压缩空气112将必然具有比来自第一气源104的压缩空气106更高的压力。来自第二气源110的压缩空气112的压力优选比来自第一气源104的压缩空气106的压力大至少约20%。更优选的是，来自第二气源110的压缩空气112和来自第一气源104的压缩空气106之间的压力差至少为约50%，并且这种压力差最好为至少约100%。为了实现第一压缩气源104和第二压缩气源110的压缩空气106和112之间的所需压力差，第一气源64优选来源于压缩机80的后端114，而第二气源110优选来源于中间压缩机87的后端115。
还应当理解，从第二气源110提供给涡轮喷嘴94的压缩空气112优选具有比燃烧系统出口116处所提供的工作流体93更大的压力。这样，即使在燃烧系统106中来自第一气源104的压缩空气106的压力增大，也能够将这种压缩空气112引入到燃烧系统88和100中。为了提高来自第二气源110的压缩空气112的冷却效率，可以选择性地与之串联地使用热交换器118（如图4中的虚框所示）。
上面已经显示并介绍了本发明的优选实施例，在不脱离本发明范围的前提下，本领域的普通技术人员可以通过适当的修改来实现核心机系统45和86尤其是燃烧系统46、58、88和100的其它变型。而且应当理解，燃烧系统46、58、88和100可用于这里未描述的其它类型的燃气涡轮发动机中。

Claims (10)

1.一种具有从中穿过的纵向中心轴线(12)的燃气涡轮发动机(44)，包括：
　　(a) 位于所述燃气涡轮发动机(44)的前端处的风扇部分(16)，其至少包括与第一驱动轴(40)相连的第一风扇叶片列；
(b) 设于所述风扇部分(16)的下游并与之至少部分地流动相通的增压压缩机(20)，其包括多个级，每个所述级都包括固定式压缩机叶片列，以及与第一驱动轴(40)或第二驱动轴(51/53)相连并与所述固定式压缩机叶片列相互交错的旋转式压缩机叶片列；
(c) 设于所述增压压缩机(20)下游的、用于替代包括高压涡轮(30)的传统核心机系统(25)的核心机系统(45)，所述核心机系统(45)还包括：
　　(1) 中间压缩机(47)，其设于所述增压压缩机(20)的下游并与之流动相通，所述中间压缩机(47)与所述第二驱动轴(51/53)相连；和，
    (2) 燃烧系统(46/58)，其用于从供应至其入口(54)处的流体流(52)中产生具有提高的压力和温度的气体脉冲，从而在出口(50)处产生工作流体(48)；和，
(d) 设于所述核心机系统(45)的下游并与之流动相通的低压涡轮(36)，所述低压涡轮(36)用于为所述第一驱动轴(40)提供动力；
其中，为所述燃烧系统的入口(54)提供具有预定压力的压缩空气(52)的第一气源(64)，并提供具有比所述压缩空气(52)的第一气源(64)更大的压力的压缩空气(65)的第二气源(66)用于冷却所述燃烧系统(46)。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，来自所述第二气源(66)的压缩空气(65)的压力比来自所述第一气源(64)的压缩空气(52)的压力大至少约20%。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，所述压缩空气(52)的第一气源(64)来源于所述增压压缩机(20)。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，所述压缩空气(52)的第一气源(64)来源于所述中间压缩机(47)的相邻级之间。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，所述压缩空气(65)的第二气源(66)来源于所述中间压缩机(47)的后端。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，所述压缩空气(65)的第二气源(66)来源于所述中间压缩机(47)。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，所述燃烧系统(46)包括至少一个用于为所述第二驱动轴(53)提供动力的旋转件。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机(44)还包括设于所述燃烧系统(46)的下游并与所述工作流体(48)流动相通的中间涡轮(49)，所述中间涡轮(49)用于为所述第二驱动轴(51)提供动力。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，所述增压压缩机(20)由所述第一驱动轴(40)驱动。
10.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机(44)，其特征在于，所述增压压缩机(20)由所述第二驱动轴(51/53)驱动。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108644015A (zh) * 2018-04-24 2018-10-12 南昌航空大学 一种基于爆燃烧的自启动燃气涡轮发动机
CN110386255A (zh) * 2018-04-19 2019-10-29 波音公司 用于飞机的混合动力推进发动机
CN110546369A (zh) * 2017-02-22 2019-12-06 通用电气公司 机翼安装下的飞行器和直接驱动发动机
CN111255572A (zh) * 2018-12-03 2020-06-09 劳斯莱斯有限公司 用于控制气体涡轮引擎的启动或重新点火过程的至少一部分的方法和装置
CN111742127A (zh) * 2018-02-23 2020-10-02 赛峰飞机发动机公司 包括由叶片之间的至少一个平台组成的热交换器的涡轮发动机
CN112368207A (zh) * 2018-07-04 2021-02-12 赛峰飞机发动机公司 飞行器推进系统以及由装入飞行器机身后部的这种推进系统提供动力的飞行器

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7694505B2 (en) * 2006-07-31 2010-04-13 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7841165B2 (en) * 2006-10-31 2010-11-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7765789B2 (en) * 2006-12-15 2010-08-03 General Electric Company Apparatus and method for assembling gas turbine engines
CN100462630C (zh) * 2007-02-14 2009-02-18 西安交通大学 多级高效环保型燃气轮机气体燃料分级燃烧方法及系统
US20090056342A1 (en) * 2007-09-04 2009-03-05 General Electric Company Methods and Systems for Gas Turbine Part-Load Operating Conditions
US7721523B2 (en) * 2008-04-01 2010-05-25 General Electric Company Ground based pulse detonation combustor for power generation
EP2123884B1 (en) * 2008-05-13 2015-03-04 Rolls-Royce Corporation Dual clutch arrangement
US20100005810A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 Rob Jarrell Power transmission among shafts in a turbine engine
US8806849B2 (en) * 2008-07-30 2014-08-19 The University Of Wyoming System and method of operating a power generation system with an alternative working fluid
US20100024378A1 (en) * 2008-07-30 2010-02-04 John Frederick Ackermann System and method of operating a gas turbine engine with an alternative working fluid
US8480527B2 (en) * 2008-08-27 2013-07-09 Rolls-Royce Corporation Gearing arrangement
US8021267B2 (en) * 2008-12-11 2011-09-20 Rolls-Royce Corporation Coupling assembly
US8075438B2 (en) * 2008-12-11 2011-12-13 Rolls-Royce Corporation Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs
US8302377B2 (en) * 2009-01-30 2012-11-06 General Electric Company Ground-based simple cycle pulse detonation combustor based hybrid engine for power generation
US8616005B1 (en) 2009-09-09 2013-12-31 Dennis James Cousino, Sr. Method and apparatus for boosting gas turbine engine performance
US20120151895A1 (en) * 2010-12-21 2012-06-21 General Electric Company Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
US8978387B2 (en) * 2010-12-21 2015-03-17 General Electric Company Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
US8910485B2 (en) * 2011-04-15 2014-12-16 General Electric Company Stoichiometric exhaust gas recirculation combustor with extraction port for cooling air
CN104736817B (zh) * 2012-04-26 2017-10-24 通用电气公司 再循环用于燃气涡轮发动机中多个流动路径中的排气的系统和方法
US10273880B2 (en) 2012-04-26 2019-04-30 General Electric Company System and method of recirculating exhaust gas for use in a plurality of flow paths in a gas turbine engine
US20150308348A1 (en) * 2013-05-22 2015-10-29 United Technologies Corporation Continuous detonation wave turbine engine
WO2015050619A2 (en) * 2013-08-20 2015-04-09 United Technologies Corporation High thrust geared gas turbine engine
CN104806525A (zh) * 2014-03-13 2015-07-29 摩尔动力(北京)技术股份有限公司 变界流体机构内燃空气压缩机
US10648355B2 (en) * 2015-05-11 2020-05-12 Devcon Engineering Gerhard Schober Turbine
US9932858B2 (en) * 2015-07-27 2018-04-03 General Electric Company Gas turbine engine frame assembly
EP3486498B1 (en) * 2017-11-15 2024-04-03 Ansaldo Energia IP UK Limited Axial compressor for gas turbine engines and gas turbine engine incorporating said axial compressor
US11231043B2 (en) 2018-02-21 2022-01-25 General Electric Company Gas turbine engine with ultra high pressure compressor
US11053019B2 (en) * 2018-04-19 2021-07-06 The Boeing Company Hybrid propulsion engines for aircraft
CN111980804B (zh) * 2020-08-24 2021-11-16 盐城市钊扬工业设计有限公司 一种燃气轮机发电设备
FR3134146A1 (fr) * 2022-04-01 2023-10-06 Safran Turbomachine à chambre de combustion à gain de pression

Family Cites Families (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3673802A (en) * 1970-06-18 1972-07-04 Gen Electric Fan engine with counter rotating geared core booster
US3705492A (en) * 1971-01-11 1972-12-12 Gen Motors Corp Regenerative gas turbine system
DE2232025A1 (de) 1972-06-30 1974-01-17 Motoren Turbinen Union Gasturbinenanlage, insbesondere triebwerk mit gleichraumverbrennung
FR2210717B1 (zh) * 1973-01-16 1976-05-14 Meur Henri Le
US3986347A (en) * 1973-12-06 1976-10-19 Phillips Petroleum Company Combustor process for low-level NOx and CO emissions
US4896499A (en) * 1978-10-26 1990-01-30 Rice Ivan G Compression intercooled gas turbine combined cycle
JPS5592040A (en) * 1978-12-29 1980-07-12 Fujitsu Ltd Ttl gate circuit
US4296599A (en) * 1979-03-30 1981-10-27 General Electric Company Turbine cooling air modulation apparatus
US5805973A (en) 1991-03-25 1998-09-08 General Electric Company Coated articles and method for the prevention of fuel thermal degradation deposits
US5247792A (en) 1992-07-27 1993-09-28 General Electric Company Reducing thermal deposits in propulsion systems
DE4241613A1 (de) * 1992-12-10 1994-06-16 Asea Brown Boveri Flugtriebwerk und Verfahren zum Betrieb des Flugtriebwerkes
US5579631A (en) * 1994-04-28 1996-12-03 Westinghouse Electric Corporation Steam cooling of gas turbine with backup air cooling
JP2887445B2 (ja) * 1994-11-10 1999-04-26 千治 内藤 ４サイクルジェット型原動機
JP3619599B2 (ja) * 1995-11-30 2005-02-09 株式会社東芝 ガスタービンプラント
US5782076A (en) * 1996-05-17 1998-07-21 Westinghouse Electric Corporation Closed loop air cooling system for combustion turbines
JP2001504564A (ja) * 1996-09-26 2001-04-03 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト ガスタービン設備において冷却空気の案内により生ずる圧力損失の補償方法
JPH1136983A (ja) * 1997-07-23 1999-02-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ターボファンエンジンのタービンフレーム構造
EP0949405B1 (en) * 1998-04-07 2006-05-31 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine plant
NL1011383C2 (nl) * 1998-06-24 1999-12-27 Kema Nv Inrichting voor het comprimeren van een gasvormig medium en systemen die een dergelijke inrichting omvatten.
US5960625A (en) 1998-08-21 1999-10-05 Zdvorak, Sr.; Edward H. Constant volume combustion turbine with plurality flow turbine wheels
US6250061B1 (en) * 1999-03-02 2001-06-26 General Electric Company Compressor system and methods for reducing cooling airflow
JP2000328962A (ja) * 1999-05-19 2000-11-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン設備
JP3593488B2 (ja) * 2000-02-25 2004-11-24 株式会社日立製作所 ガスタービン
JP2001271655A (ja) * 2000-03-24 2001-10-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 循環空冷式ガスタービン
US6442930B1 (en) * 2000-03-31 2002-09-03 General Electric Company Combined cycle pulse detonation turbine engine
US6389793B1 (en) * 2000-04-19 2002-05-21 General Electric Company Combustion turbine cooling media supply system and related method
DE10027833A1 (de) * 2000-06-05 2001-12-13 Alstom Power Nv Verfahren zum Kühlen einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens
US6574966B2 (en) * 2000-06-08 2003-06-10 Hitachi, Ltd. Gas turbine for power generation
DE10035676A1 (de) * 2000-07-21 2002-02-07 Siemens Ag Gasturbine und Verfahren zum Betrieb einer Gasturbine
US6298656B1 (en) * 2000-09-29 2001-10-09 Siemens Westinghouse Power Corporation Compressed air steam generator for cooling combustion turbine transition section
GB2373299B (en) * 2001-03-12 2004-10-27 Alstom Power Nv Re-fired gas turbine engine
ES2261288T3 (es) * 2001-03-26 2006-11-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbina de gas.
US6487863B1 (en) * 2001-03-30 2002-12-03 Siemens Westinghouse Power Corporation Method and apparatus for cooling high temperature components in a gas turbine
DE50115614D1 (de) * 2001-04-17 2010-10-14 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Unterdrückung von Verbrennungsfluktuationen in einer Gasturbine
DE10122695A1 (de) * 2001-05-10 2002-11-21 Siemens Ag Verfahren zur Kühlung einer Gasturbine und Gasturbinenanlage
US6550253B2 (en) * 2001-09-12 2003-04-22 General Electric Company Apparatus and methods for controlling flow in turbomachinery
JP2004116485A (ja) * 2002-09-30 2004-04-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの冷却構造
US6829896B2 (en) * 2002-12-13 2004-12-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Catalytic oxidation module for a gas turbine engine
US7047724B2 (en) * 2002-12-30 2006-05-23 United Technologies Corporation Combustion ignition
US6978621B2 (en) * 2002-12-31 2005-12-27 General Electric Company Turbo recuperator device

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110546369A (zh) * 2017-02-22 2019-12-06 通用电气公司 机翼安装下的飞行器和直接驱动发动机
CN110546369B (zh) * 2017-02-22 2023-02-28 通用电气公司 机翼安装下的飞行器和直接驱动发动机
CN111742127A (zh) * 2018-02-23 2020-10-02 赛峰飞机发动机公司 包括由叶片之间的至少一个平台组成的热交换器的涡轮发动机
CN110386255A (zh) * 2018-04-19 2019-10-29 波音公司 用于飞机的混合动力推进发动机
CN110386255B (zh) * 2018-04-19 2024-02-23 波音公司 用于飞机的混合动力推进发动机
CN108644015A (zh) * 2018-04-24 2018-10-12 南昌航空大学 一种基于爆燃烧的自启动燃气涡轮发动机
CN112368207A (zh) * 2018-07-04 2021-02-12 赛峰飞机发动机公司 飞行器推进系统以及由装入飞行器机身后部的这种推进系统提供动力的飞行器
CN112368207B (zh) * 2018-07-04 2024-05-31 赛峰飞机发动机公司 飞行器推进系统以及由装入飞行器机身后部的这种推进系统提供动力的飞行器
CN111255572A (zh) * 2018-12-03 2020-06-09 劳斯莱斯有限公司 用于控制气体涡轮引擎的启动或重新点火过程的至少一部分的方法和装置
CN111255572B (zh) * 2018-12-03 2023-08-11 劳斯莱斯有限公司 用于控制气体涡轮引擎的启动或重新点火过程的至少一部分的方法和装置

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JP2006083857A (ja) 2006-03-30
CA2517772A1 (en) 2006-03-15
EP1637711A2 (en) 2006-03-22

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