CN107448326A - 涡轮风扇组件和组装方法 - Google Patents

涡轮风扇组件和组装方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107448326A
CN107448326A CN201710287091.5A CN201710287091A CN107448326A CN 107448326 A CN107448326 A CN 107448326A CN 201710287091 A CN201710287091 A CN 201710287091A CN 107448326 A CN107448326 A CN 107448326A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
fan
outer cover
cabin outer
main
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201710287091.5A
Other languages
English (en)
Inventor
M.J.拉里丘塔
T.O.莫尼斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN107448326A publication Critical patent/CN107448326A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/062—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with aft fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/022—Blade-carrying members, e.g. rotors with concentric rows of axial blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/13—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having variable working fluid interconnections between turbines or compressors or stages of different rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/065—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front and aft fans
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/077—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及涡轮风扇组件和组装方法。具体而言，一种涡轮风扇组件包括主涡轮区段和定位在主涡轮区段下游的后风扇区段。主涡轮区段包括旁通管道，旁通管道构造成穿过其引导旁通空气的流，且主流管道构造成从其排放排气的流。旁通管道和主流管道各自包括排放端部，排放端部定位为使得从主涡轮区段排放旁通空气和排气的混合流。后风扇区段包括至少一个涡轮和风扇级，其包括涡轮部分和联接至涡轮部分的风扇部分。涡轮部分定位成接收旁通空气和排气的混合流，且风扇部分定位在涡轮部分的径向外侧。

Description

涡轮风扇组件和组装方法
技术领域
本公开大体上涉及涡轮发动机，且更具体而言，涉及形成为具有一体后风扇模块区段的涡轮风扇组件。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机(诸如涡轮风扇)包括风扇、核心发动机和低压涡轮。核心发动机包括以串流关系联接在一起的至少一个压缩机、燃烧器和高压涡轮。更具体而言，压缩机和高压涡轮通过轴联接以形成高压转子组件。进入核心发动机的空气与燃料混合且被点燃，以形成高能气流。该高能气流流过高压涡轮以可旋转地驱动高压涡轮，使得轴可旋转地驱动压缩机。在从高压涡轮排放之后，气流在其流过定位在高压涡轮后的低压涡轮时继续膨胀。低压涡轮包括联接至驱动轴和风扇的转子组件。低压涡轮通过驱动轴可旋转地驱动风扇。
已知的涡轮风扇发动机通常特征在于它们的旁通比(即，绕过核心发动机的空气的质量流与引导到核心发动机中的空气的质量流的比率)。例如，具有零旁通比的涡轮风扇发动机大体上分类为涡轮喷气发动机，具有小于大约2比1的旁通比的涡轮风扇发动机通常分类为低旁通涡轮风扇发动机，且具有大于大约2比1的旁通比的涡轮风扇发动机通常分类为高旁通涡轮风扇发动机。低旁通涡轮风扇发动机通常能够进行超音速飞行。然而，相对于通常与商用飞行器一起使用的高旁通涡轮风扇发动机，低旁通涡轮风扇发动机的燃料效率比较低，且产生更多噪音。
发明内容
在一个方面，提供了一种涡轮风扇组件。该组件包括主涡轮区段和定位在主涡轮区段下游的后风扇区段。主涡轮区段包括旁通管道和主流管道，旁通管道构造成穿过其引导旁通空气的流，且主流管道构造成从其排放排气的流。旁通管道和主流管道各自包括排放端部，排放端部定位为使得从主涡轮区段排放旁通空气和排气的混合流。后风扇区段包括至少一个涡轮和风扇级，该至少一个涡轮和风扇级包括涡轮部分和联接至涡轮部分的风扇部分。涡轮部分定位成接收旁通空气和排气的混合流，且风扇部分定位在涡轮部分的径向外侧。
在另一方面，提供了一种用于在涡轮风扇组件中使用的后风扇模块。后风扇模块包括机舱外罩延伸部、围绕机舱外罩延伸部定位的机舱外罩，和至少一个涡轮和风扇级。涡轮和风扇级包括涡轮部分和联接至涡轮部分的风扇部分。涡轮部分定位在机舱外罩延伸部的径向内侧，且风扇部分定位在机舱外罩延伸部与机舱外罩之间。
在还有另一方面，提供了一种组装涡轮风扇组件的方法。该方法包括在主涡轮区段的下游定位后风扇区段。后风扇区段包括至少一个涡轮和风扇级，该至少一个涡轮和风扇级包括涡轮部分和风扇部分。主涡轮区段包括旁通管道和主流管道，旁通管道构造成穿过其引导旁通空气的流，且主流管道构造成从其排放排气的流。该方法还包括定位旁通管道和主流管道的排放端部，使得旁通空气和排气的混合流从主涡轮区段排放，和定向后风扇区段，使得涡轮部分定位成接收旁通空气和排气的混合流，且使得风扇部分定位在涡轮部分的径向外侧。
技术方案1. 一种涡轮风扇组件，包括：
主涡轮区段，包括：
旁通管道，所述旁通管道构造成穿过其引导旁通空气的流；和
主流管道，所述主流管道构造成从其排放排气的流，其中，所述旁通管道和所述主流管道各自包括排放端部，所述排放端部定位成使得旁通空气和排气的混合流从所述主涡轮区段排放；和
后风扇区段，其定位在所述主涡轮区段的下游，所述后风扇区段包括：
至少一个涡轮和风扇级，其包括涡轮部分和联接至所述涡轮部分的风扇部分，所述涡轮部分定位成接收旁通空气和排气的所述混合流，且所述风扇部分定位在所述涡轮部分的径向外侧。
技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮风扇组件，其中，所述至少一个涡轮和风扇级与所述主涡轮区段的旋转构件旋转地隔离。
技术方案3. 根据技术方案1所述的涡轮风扇组件，其中，所述至少一个涡轮和风扇级包括：
第一涡轮和风扇级，其中，所述第一涡轮和风扇级的所述涡轮部分定位成接收旁通空气和排气的所述混合流；和
第二涡轮和风扇级，其定位在所述第一涡轮和风扇级的下游。
技术方案4. 根据技术方案1所述的涡轮风扇组件，其中，所述主涡轮区段还包括混合装置，所述混合装置定位成接收旁通空气的所述流和排气的所述流，且构造成朝所述至少一个涡轮和风扇级排放旁通空气和排气的所述混合流。
技术方案5. 根据技术方案4所述的涡轮风扇组件，其中，所述混合装置包括菊花式混合器装置。
技术方案6. 根据技术方案1所述的涡轮风扇组件，其中，所述涡轮风扇组件还包括：
第一机舱外罩，其沿所述主涡轮区段延伸；和
机舱外罩延伸部，其联接至所述第一机舱外罩且从所述第一机舱外罩向后延伸。
技术方案7. 根据技术方案6所述的涡轮风扇组件，其中，所述后风扇区段还包括第二机舱外罩，所述第二机舱外罩围绕所述第一机舱外罩和所述机舱外罩延伸部定位，使得所述涡轮部分定位在所述机舱外罩延伸部的径向内侧，且使得所述风扇部分定位在所述机舱外罩延伸部与所述第二机舱外罩之间。
技术方案8. 根据技术方案1所述的涡轮风扇组件，其中，所述涡轮部分和所述风扇部分与彼此一体地形成。
技术方案9. 根据技术方案1所述的涡轮风扇组件，其中，所述主涡轮区段包括小于大约2比1的旁通比。
技术方案10. 一种用于在涡轮风扇组件中使用的后风扇模块，所述后风扇模块包括：
机舱外罩延伸部；
机舱外罩，其围绕所述机舱外罩延伸部定位；和
至少一个涡轮和风扇级，其包括涡轮部分和联接至所述涡轮部分的风扇部分，所述涡轮部分定位在所述机舱外罩延伸部的径向内侧，且所述风扇部分定位在所述机舱外罩延伸部与所述机舱外罩之间。
技术方案11. 根据技术方案10所述的后风扇模块，其中，所述至少一个涡轮和风扇级包括：
第一涡轮和风扇级，其中，所述第一涡轮和风扇级的所述涡轮部分定位成接收旁通空气和排气的混合流；和
第二涡轮和风扇级，其定位在所述第一涡轮和风扇级的下游。
技术方案12. 根据技术方案10所述的后风扇模块，其中，所述涡轮部分和所述风扇部分与彼此一体地形成。
技术方案13. 根据技术方案10所述的后风扇模块，其中，所述风扇部分包括具有前空气动力扫掠轮廓的多个风扇叶片。
技术方案14. 根据技术方案10所述的后风扇模块，其中，所述至少一个涡轮和风扇级与所述主涡轮区段的旋转构件旋转地隔离。
技术方案15. 根据技术方案10所述的后风扇模块，其中，所述后风扇区段还包括第二机舱外罩，所述第二机舱外罩围绕所述第一机舱外罩和所述机舱外罩延伸部定位，使得所述涡轮部分定位在所述机舱外罩延伸部的径向内侧，且使得所述风扇部分定位在所述机舱外罩延伸部与所述第二机舱外罩之间。
技术方案16. 一种组装涡轮风扇组件的方法，所述方法包括：
将后风扇区段定位在主涡轮区段的下游，其中，所述后风扇区段包括至少一个涡轮和风扇级，所述至少一个涡轮和风扇级包括涡轮部分和风扇部分，且其中，所述主涡轮区段包括构造成穿过其引导旁通空气的流的旁通管道和构造成从其排放排气的流的主流管道；
定位所述旁通管道和所述主流管道的排放端部，使得旁通空气和排气的混合流从所述主涡轮区段排放；和
定向所述后风扇区段，使得所述涡轮部分定位成接收旁通空气和排气的混合流，且使得所述风扇部分定位在所述涡轮部分的径向外侧。
技术方案17. 根据技术方案16所述的方法，其中，所述方法还包括将所述至少一个涡轮和风扇级与所述主涡轮区段的旋转构件旋转地隔离。
技术方案18. 根据技术方案16所述的方法，其中，所述方法还包括定位混合装置以接收旁通空气的所述流和排气气体的所述流，所述混合装置构造成朝所述至少一个涡轮和风扇级排放旁通空气和排气的所述混合流。
技术方案19. 根据技术方案16所述的方法，其中，定位后风扇区段包括将后风扇模块联接至所述主涡轮区段。
技术方案20. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述主涡轮区段还包括沿所述主涡轮区段延伸的第一机舱外罩，其中，联接后风扇模块还包括：
将机舱外罩延伸部联接至所述第一机舱外罩，所述机舱外罩延伸部从所述第一机舱外罩向后延伸。
技术方案21. 根据技术方案20所述的方法，其中，所述方法还包括围绕所述第一机舱外罩和所述机舱外罩延伸部定位第二机舱外罩，使得所述涡轮部分定位在所述机舱外罩延伸部的径向内侧，且使得所述风扇部分定位在所述机舱外罩延伸部与所述第二机舱外罩之间。
技术方案22. 根据技术方案16所述的方法，其中，所述方法还包括使所述涡轮部分和所述风扇部分与彼此一体地形成。
附图说明
当参照附图阅读以下详细描述时，本公开的这些和其他特征、方面以及优点将变得更好理解，其中贯穿附图相似的符号代表相似的部分，在附图中：
图1是示例性涡轮风扇组件的图示；且
图2是可与图1中示出的涡轮风扇组件一起使用的示例性后风扇模块的放大示意图。
除非另外指示，否则本文中提供的图意在说明本公开的实施例的特征。相信这些特征可在包括本公开的一个或更多个实施例的多种系统中应用。因此，附图不意在包括本领域普通技术人员已知的用于本文中公开的实施例的实践所需的所有常规特征。
零件清单
10 涡轮风扇组件
12 主涡轮区段
14 后风扇区段
16 风扇组件
18 增压压缩机组件
20 高压压缩机组件
22 燃烧器组件
24 高压涡轮
26 低压涡轮
28 第一驱动轴
30 第二驱动轴
32 旁通管道
34 主流管道
36 中心线
100 后风扇模块
102 旁通空气的流
104 排气的流
106 排放端部
108 排放端部
110 混合流
112 涡轮和风扇级
114 涡轮部分
116 风扇部分
118 推进空气流
120 涡轮叶片
122 风扇叶片
124 中间跨度护罩
126 第一涡轮和风扇级
128 第二涡轮和风扇级
130 导向导叶组件
132 混合装置
134 第一机舱外罩
136 机舱外罩延伸部
138 第二机舱外罩
140 支柱。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求中，将参照多个用语，这些用语应被限定为具有以下含义。
单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数参照，除非上下文另外清楚地规定。
“可选的”或“可选地”意思是指随后描述的事件或情形可能发生或可能不发生，且该描述包括事件发生的情况和事件不发生的情况。
如在本文中贯穿说明书和权利要求使用的近似语言可用于修饰任何数量表达，该表达可以可容许地变化，而不导致其涉及的基本功能的变化。因此，由诸如“大约”、“近似”和“基本上”的一个用语或多个用语修饰的值不限于指定的精确值。在至少某些情况中，近似语言可对应于用于测量该值的工具的精度。在此且贯穿说明书和权利要求，范围限制可组合且/或互换。此范围是确定的且包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另外指出。
如在本文中所使用的，用语“轴向”和“轴向地”指基本上平行于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。而且，用语“径向”和“径向地”指基本上垂直于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。此外，如在本文中所使用的，用语“周向”和“周向地”指围绕涡轮发动机的中心线弧形地延伸的方向和定向。
本公开的实施例涉及形成为具有一体的后风扇模块区段的涡轮风扇组件。更具体而言，在本文中描述的涡轮风扇组件由主涡轮区段和定位在主涡轮区段下游的后风扇模块区段形成。主涡轮区段是标准低旁通涡轮风扇发动机，其包括穿过其引导旁通空气流的旁通管道，和从其排放燃烧排气的主流管道。然而，旁通空气和排气并非从主涡轮区段排放以用于推进目的，而是混合且被朝后风扇模块区段引导。后风扇模块区段包括至少一个涡轮和风扇级，该至少一个涡轮和风扇级包括径向内涡轮部分和径向外风扇部分。径向内涡轮部分定位成接收旁通空气和排气的混合流，该混合流驱动该至少一个涡轮和风扇级。因此，径向外风扇部分提供推进空气流，以用于改善主涡轮区段的性能和效率，且用于对主涡轮区段提供噪音衰减。而且，后风扇模块区段设计成改进现有的低旁通涡轮风扇发动机。
图1是包括主涡轮区段12和后风扇区段14的示例性涡轮风扇组件10的示意图。主涡轮区段12包括风扇组件16、低压或增压压缩机组件18、高压压缩机组件20和燃烧器组件22。风扇组件16、增压压缩机组件18、高压压缩机组件20和燃烧器组件22串流连通地联接。主涡轮区段12还包括与燃烧器组件22和低压涡轮26流动连通地联接的高压涡轮24。低压涡轮26通过第一驱动轴28联接至风扇组件16和增压压缩机组件18，且高压涡轮24通过第二驱动轴30联接至高压压缩机组件20。主涡轮区段12还包括旁通管道32和主流管道34。旁通管道32和主流管道34的入口的大小设置为使得主涡轮区段12具有小于大约2比1的旁通比。主涡轮区段12还包括中心线36，风扇组件16、增压压缩机组件18、高压压缩机组件20以及涡轮20和22围绕该中心线36旋转。在备选实施例中，主涡轮区段12具有使得涡轮风扇组件能够如本文中描述的那样起作用的任何旁通比。
在操作中，进入主涡轮区段12的空气被引导通过风扇组件16。引导通过风扇组件16的空气的第一部分被引导通过旁通管道32，且空气的第二部分被引导通过主流管道34且朝增压压缩机组件18引导。压缩空气从增压压缩机组件18朝高压压缩机组件20排放。高度压缩的空气从高压压缩机组件20朝燃烧器组件22引导，与燃料混合，且混合物在燃烧器组件22内燃烧。由燃烧器组件22生成的高温燃烧气体朝涡轮24和26引导。燃烧排气随后从主涡轮区段12的主流管道34排放，如将在下面更详细地解释的那样。
图2是可与涡轮风扇组件10(在图1中示出)一起使用的示例性后风扇模块100的放大示意图。更具体而言，在一个实施例中，后风扇模块100与包括主涡轮区段12的涡轮风扇分开地形成且设计成用于到涡轮风扇上的改进，以限定涡轮风扇组件10的后风扇区段14。如上所述，主涡轮区段12包括旁通管道32和主流管道34。旁通管道32穿过其引导旁通空气的流102，且主流管道34从其排放排气的流104。在示例性实施例中，旁通管道32包括排放端部106，且主流管道34包括排放端部108。排放端部106和108定位为使得从主涡轮区段12排放旁通空气和排气的混合流110。更具体而言，排放端部106定位为使得旁通空气的流102在其当前形式下不从涡轮风扇组件10排出。
在示例性实施例中，后风扇模块100包括至少一个涡轮和风扇级112，该至少一个涡轮和风扇级112包括涡轮部分114和联接至涡轮部分114的风扇部分116。更具体而言，涡轮部分114和风扇部分116作为单个整体结构与彼此一体地形成。涡轮部分114定位成接收旁通空气和排气的混合流110，且风扇部分116定位在涡轮部分114的径向外侧。因此，涡轮部分114驱动涡轮和风扇级112，这使得风扇部分116能够从后风扇模块100排放推进空气流118。
涡轮部分114包括多个涡轮叶片120，风扇部分116包括多个风扇叶片122，且中间跨度护罩124限定在涡轮叶片120与风扇叶片122之间。涡轮叶片120和风扇叶片122的形状和大小设置为使得中间跨度护罩124能够耐受在涡轮风扇组件10的操作期间由涡轮叶片120和风扇叶片122的相反地定向的弦区段引起的相反的旋转力。更具体而言，风扇叶片122的至少一个参数被调节成确保风扇叶片122和涡轮叶片120具有相当的机械足迹(footprint)。示例性参数包括但不限于风扇叶片122的弦厚度。而且，风扇叶片122被设计成针对超音速性能。例如，在一个实施例中，多个风扇叶片122中的风扇叶片122具有前空气动力扫掠轮廓，这对涡轮风扇组件10提供性能和噪音衰减益处。
在一些实施例中，后风扇模块100包括多于一个涡轮和风扇级112，以增大后风扇模块100的能量获取能力。更具体而言，如图2中所示，后风扇模块100包括第一涡轮和风扇级126和定位在第一涡轮和风扇级126下游的第二涡轮和风扇级128。第一涡轮和风扇级126和第二涡轮和风扇级128中的各个包括涡轮部分114和风扇部分116。第一涡轮和风扇级126的涡轮部分114定位成接收旁通空气和排气的混合流110。而且，后风扇模块100包括定位在第一涡轮和风扇级126和第二涡轮和风扇级128的前方和后方的一个或更多个导向导叶组件130。因此，旁通空气和排气的混合流110以有效率的方式引导通过后风扇模块100。导向导叶组件130包括用于使混合流110变直的径向内导向导叶和用于使推进空气流118变直的径向外导向导叶。导向导叶组件130还包括定位在其相应的径向内部分和径向外部分之间的中间跨度护罩。最后方的导向导叶组件130也是支撑该至少一个涡轮和风扇级的结构框架。
该至少一个涡轮和风扇级112与主涡轮区段12的旋转构件(例如，风扇组件16、增压压缩机组件18、高压压缩机组件20和涡轮24和26)旋转地隔离。换句话说，后风扇模块100的该至少一个涡轮和风扇级112与主涡轮区段12的旋转构件旋转地分开，且相对于其自由旋转。因此，由涡轮和风扇级112获取的能量不用于驱动主涡轮区段12的旋转构件，这有助于改善涡轮风扇组件10的性能。
如上所述，混合流110从主涡轮区段12朝后风扇模块100引导。在一个实施例中，主涡轮区段12包括混合装置132，混合装置132定位成接收旁通空气的流102和排气的流104。主涡轮区段12包括使得涡轮风扇组件能够如本文中描述的那样起作用的任何混合装置。示例性混合装置包括但不限于菊花式混合装置。菊花式混合装置包括交替的周向地间隔的流动通路(未示出)，以用于穿过其引导旁通空气和排气的交替的流。因此，混合装置132混合旁通空气和排气且朝该至少一个涡轮和风扇级112排放混合流110。混合旁通空气和排气有助于在到达涡轮和风扇级112之前降低混合流110内的温度梯度。
在示例性实施例中，涡轮风扇组件10还包括沿着主涡轮区段12延伸的第一机舱外罩134。如上所述，后风扇模块100与包括主涡轮区段12的现有涡轮风扇分开地形成且设计成用于到该涡轮风扇上的改进。因此，后风扇模块100还包括机舱外罩延伸部136，机舱外罩延伸部136联接至第一机舱外罩134且从其向后延伸。机舱外罩延伸部136增大了涡轮风扇组件10的长度，且对涡轮风扇组件10提供额外的空间，以容纳一个或更多个涡轮和风扇级112的涡轮部分114。
而且，后风扇模块100包括第二机舱外罩138，第二机舱外罩138围绕机舱外罩延伸部136和第一机舱外罩134的至少一部分定位。第一机舱外罩134利用支柱140联接至第二机舱外罩138。在一个实施例中，支柱140设计成对朝涡轮和风扇级112的风扇部分116引导的空气流提供预旋。此外，第二机舱外罩138被定位，且涡轮部分114和风扇部分116在大小方面设置，使得各涡轮部分114定位在机舱外罩延伸部136的径向内侧，并且使得各风扇部分116定位在机舱外罩延伸部136与第二机舱外罩138之间。因此，预先限定的流动路径限定为用于将混合流110引导经过涡轮部分114，且用于将空气流引导经过风扇部分116。
如图所示，第二机舱外罩138形成用于推进空气流118的入口，其中，该入口定位为基本上在主涡轮区段12的入口的后方。备选地，第二机舱外罩138的入口定位在主涡轮区段12的最后方部分的前方。而且，备选地，第二机舱外罩138是装入的飞行器装置的一部分。
本文中描述的系统和方法的示例性技术效果包括以下至少一者：(a)改善超音速涡轮风扇发动机的性能和效率；(b)改善涡轮风扇组件的声学性能，使得对该发动机附属于其中的飞行器提供额外的噪音衰减；和(c)允许现有超音速涡轮风扇发动机的改进以包括后风扇模块。
在上面详细地描述了涡轮风扇组件和相关构件的示例性实施例。该系统不限于在本文中描述的特定实施例，相反，系统的构件和/或方法的步骤可与在本文中描述的其他构件和/或步骤独立地且单独地使用。例如，本文中描述的构件的构造也可与其他过程结合地使用，并且不限于仅与在本文中描述的涡轮风扇组件和相关方法一起实施。相反，示例性实施例可关于其中期望改善涡轮发动机性能的许多应用来实现和使用。
尽管本公开的各种实施例的特定特征可在一些图中而未在其他图中显示，但这仅是为了便利。根据本公开的实施例的原理，图的任何特征可结合任何其他图的任何特征来引用且/或要求保护。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本文中描述的实施例的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种涡轮风扇组件(10)，包括：
主涡轮区段(12)，包括：
旁通管道(32)，所述旁通管道(32)构造成穿过其引导旁通空气的流(102)；和
主流管道(34)，所述主流管道(34)构造成从其排放排气的流(104)，其中，所述旁通管道(32)和所述主流管道(34)各自包括排放端部(106,108)，所述排放端部(106,108)定位成使得旁通空气和排气的混合流(110)从所述主涡轮区段(12)排放；和
后风扇区段(100)，其定位在所述主涡轮区段(12)的下游，所述后风扇区段(100)包括：
至少一个涡轮和风扇级(112)，其包括涡轮部分(114)和联接至所述涡轮部分(114)的风扇部分(116)，所述涡轮部分(114)定位成接收旁通空气和排气的所述混合流(110)，且所述风扇部分(116)定位在所述涡轮部分(114)的径向外侧。
2.根据权利要求1所述的涡轮风扇组件(10)，其特征在于，所述至少一个涡轮和风扇级(112)与所述主涡轮区段(12)的旋转构件旋转地隔离。
3.根据权利要求1所述的涡轮风扇组件(10)，其特征在于，所述至少一个涡轮和风扇级(112)包括：
第一涡轮和风扇级(126)，其中，所述第一涡轮和风扇级(126)的所述涡轮部分(114)定位成接收旁通空气和排气的所述混合流(110)；和
第二涡轮和风扇级(128)，其定位在所述第一涡轮和风扇级(126)的下游。
4.根据权利要求1所述的涡轮风扇组件(10)，其特征在于，所述主涡轮区段(12)还包括混合装置(132)，所述混合装置(132)定位成接收旁通空气的所述流(102)和排气的所述流(104)，且构造成朝所述至少一个涡轮和风扇级(112)排放旁通空气和排气的所述混合流(110)。
5.根据权利要求4所述的涡轮风扇组件(10)，其特征在于，所述混合装置(132)包括菊花式混合器装置。
6.根据权利要求1所述的涡轮风扇组件(10)，其特征在于，所述涡轮风扇组件(10)还包括：
第一机舱外罩(134)，其沿所述主涡轮区段(12)延伸；和
机舱外罩延伸部(136)，其联接至所述第一机舱外罩(134)且从所述第一机舱外罩(134)向后延伸。
7.根据权利要求6所述的涡轮风扇组件(10)，其特征在于，所述后风扇区段(100)还包括第二机舱外罩(138)，所述第二机舱外罩(138)围绕所述第一机舱外罩(134)和所述机舱外罩延伸部(136)定位，使得所述涡轮部分(114)定位在所述机舱外罩延伸部(136)的径向内侧，且使得所述风扇部分(116)定位在所述机舱外罩延伸部(136)与所述第二机舱外罩(138)之间。
8.根据权利要求1所述的涡轮风扇组件(10)，其特征在于，所述涡轮部分(114)和所述风扇部分(116)与彼此一体地形成。
9.根据权利要求1所述的涡轮风扇组件(10)，其特征在于，所述主涡轮区段(12)包括小于大约2比1的旁通比。
10.一种用于在涡轮风扇组件(10)中使用的后风扇模块，所述后风扇模块包括：
机舱外罩延伸部(136)；
机舱外罩(138)，其围绕所述机舱外罩延伸部(136)定位；和
至少一个涡轮和风扇级(112)，其包括涡轮部分(114)和联接至所述涡轮部分(114)的风扇部分(116)，所述涡轮部分(114)定位在所述机舱外罩延伸部(136)的径向内侧，且所述风扇部分(116)定位在所述机舱外罩延伸部(136)与所述机舱外罩之间。
CN201710287091.5A 2016-04-27 2017-04-27 涡轮风扇组件和组装方法 Pending CN107448326A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/140,079 US20170314509A1 (en) 2016-04-27 2016-04-27 Turbofan assembly and method of assembling
US15/140079 2016-04-27

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN107448326A true CN107448326A (zh) 2017-12-08

Family

ID=58632222

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710287091.5A Pending CN107448326A (zh) 2016-04-27 2017-04-27 涡轮风扇组件和组装方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20170314509A1 (zh)
EP (1) EP3239511A1 (zh)
JP (1) JP2017198208A (zh)
CN (1) CN107448326A (zh)
CA (1) CA2964125A1 (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10563516B2 (en) 2016-07-06 2020-02-18 General Electric Company Turbine engine and method of assembling
US10287024B2 (en) * 2016-08-04 2019-05-14 United Technologies Corporation Direct drive aft fan engine
US11002146B1 (en) 2020-10-26 2021-05-11 Antheon Research, Inc. Power generation system
US11530617B2 (en) 2020-10-26 2022-12-20 Antheon Research, Inc. Gas turbine propulsion system
US11725526B1 (en) 2022-03-08 2023-08-15 General Electric Company Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1654806A (zh) * 2004-02-11 2005-08-17 Snecma发动机公司 具有两个反向旋转风扇的涡轮喷气发动机
CN1975130A (zh) * 2005-11-29 2007-06-06 通用电气公司 具有可调的风扇出口导叶的涡扇式燃气涡轮发动机
FR2902469A1 (fr) * 2006-06-19 2007-12-21 Snecma Sa Melangeur a lobes courbes pour tuyere a flux confluents de turbomachine
US20120131902A1 (en) * 2010-11-30 2012-05-31 General Electric Company Aft fan adaptive cycle engine

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2937495A (en) * 1956-02-27 1960-05-24 Power Jets Res & Dev Ltd Gas turbine plant
GB1330904A (en) * 1971-04-19 1973-09-19 Secr Defence Gas turbine jet propulsion engines
US4030291A (en) * 1976-01-02 1977-06-21 General Electric Company Thrust reverser for a gas turbofan engine
US5167489A (en) * 1991-04-15 1992-12-01 General Electric Company Forward swept rotor blade
US6561761B1 (en) * 2000-02-18 2003-05-13 General Electric Company Fluted compressor flowpath
US7216475B2 (en) * 2003-11-21 2007-05-15 General Electric Company Aft FLADE engine
US7134271B2 (en) * 2004-11-05 2006-11-14 General Electric Company Thrust vectoring aft FLADE engine
US8127528B2 (en) * 2008-02-26 2012-03-06 United Technologies Corporation Auxiliary propulsor for a variable cycle gas turbine engine
FR2972769B1 (fr) * 2011-03-16 2015-07-03 Snecma Turbomachine a triple flux
EP2841749B1 (en) * 2012-04-27 2020-02-26 General Electric Company Connecting gas turbine engine annular members

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1654806A (zh) * 2004-02-11 2005-08-17 Snecma发动机公司 具有两个反向旋转风扇的涡轮喷气发动机
CN1975130A (zh) * 2005-11-29 2007-06-06 通用电气公司 具有可调的风扇出口导叶的涡扇式燃气涡轮发动机
FR2902469A1 (fr) * 2006-06-19 2007-12-21 Snecma Sa Melangeur a lobes courbes pour tuyere a flux confluents de turbomachine
US20120131902A1 (en) * 2010-11-30 2012-05-31 General Electric Company Aft fan adaptive cycle engine

Also Published As

Publication number Publication date
JP2017198208A (ja) 2017-11-02
EP3239511A1 (en) 2017-11-01
CA2964125A1 (en) 2017-10-27
US20170314509A1 (en) 2017-11-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107448326A (zh) 涡轮风扇组件和组装方法
US10808621B2 (en) Gas turbine engine having support structure with swept leading edge
US8176725B2 (en) Reversed-flow core for a turbofan with a fan drive gear system
US8161728B2 (en) Gas turbines with multiple gas flow paths
US9726113B2 (en) Turbine engine assembly and methods of assembling same
US7765789B2 (en) Apparatus and method for assembling gas turbine engines
US9359960B2 (en) Gas turbines with multiple gas flow paths
EP2009270B1 (en) Gas turbine with multiple gas flow paths
US10724541B2 (en) Nacelle short inlet
EP1626002A1 (en) Gas turbine engine turbine assembly
CN108005786B (zh) 用于燃气涡轮发动机的转子轴结构及其组装方法
US20130014488A1 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
CN106150697A (zh) 具有可变桨距出口导叶的涡轮发动机
CN107035431A (zh) 具有可变桨距出口导叶的发动机
US20120111018A1 (en) Tip turbine engine with reverse core airflow
CA2853839C (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
EP4239180A2 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
CN109723559A (zh) 包括双速分离式压缩机的燃气涡轮发动机
JP2017120083A (ja) ターボファン・エンジン・アセンブリおよびそれを組み立てる方法
US11286856B2 (en) Diversion of fan air to provide cooling air for gas turbine engine
US11286863B2 (en) Gas turbine engine geared architecture
CN113167174B (zh) 具有游星或行星减速器的双流涡轮喷气发动机布置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20171208