CN109519223A - 用于燃气涡轮发动机的可旋转转矩框架 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种包括转矩框架的燃气涡轮发动机。转矩框架包括沿周向围绕轴向中心线限定的内护罩，包绕内护罩且沿周向围绕轴向中心线限定的外护罩，以及沿径向方向延伸且联接到内护罩和外护罩上的结构构件。转矩框架构造成围绕轴向中心线旋转。

Description

用于燃气涡轮发动机的可旋转转矩框架
技术领域
本公开主要涉及燃气涡轮发动机架构。更具体而言，涉及一种用于燃气涡轮发动机的可旋转转矩框架。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括在燃烧区段的下游的涡轮区段，其可随压缩机区段旋转以旋转和操作燃气涡轮发动机产生动力，例如推进力。一般燃气涡轮发动机设计标准常常包括必须平衡或折衷的冲突标准，包括提高燃料效率，操作效率和/或动力输出，同时维持或减少重量，零件数量和/或包装(即发动机的轴向和/或径向尺寸)。
已知叉指式涡轮区段利用了其间没有轮叶的旋转翼型件的连续级之间的相对较高的流体速度。然而，已知叉指式涡轮区段限于相互交叉低压涡轮转子和中压涡轮转子。更进一步，已知的叉指式涡轮区段由来自叉指式涡轮区段的内半径的轴向、径向、热和/或机械负载限制，这可限制可包括在叉指式外鼓转子中的级的数量。
因此，需要一种结构，其可减少或去除轴向、径向、热和/或机械负载引起的对叉指式外鼓转子尺寸和结构寿命的限制。
发明内容
本发明的各方面和优势将部分地在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本发明的实践而得知。
本公开涉及一种包括转矩框架的燃气涡轮发动机。转矩框架包括沿周向围绕轴向中心线限定的内护罩，包绕内护罩且沿周向围绕轴向中心线限定的外护罩，以及沿径向方向延伸且联接到内护罩和外护罩上的结构构件。转矩框架构造成围绕轴向中心线旋转。
在各种实施例中，结构构件沿纵向方向延伸来限定相对于轴向中心线的倾斜角。在一个实施例中，倾斜角相对于轴向中心线是锐角。结构构件的径向外端设置在结构构件的径向内端上游。在另一个实施例中，倾斜角相对于轴向中心线是钝角或垂直的。结构构件的径向内端设置在结构构件的径向外端上游。
在一个实施例中，结构构件限定翼型件，翼型件限定压力侧和吸力侧。
在各种实施例中，转矩框架还包括沿周向包绕外护罩的外带。外带至少部分地沿径向方向延伸。在其它各种实施例中，转矩框架还包括至少部分地沿径向方向延伸且联接到外护罩和外带上的多个连接构件。在一个实施例中，连接构件至少部分地沿周向方向从外护罩延伸至外带。在另一个实施例中，连接构件限定弹簧。在又一个实施例中，连接构件限定大致V形横截面。在又一个实施例中，外带限定关于轴向中心线大体上同心的环形环。在一个实施例中，外护罩限定平台，平台至少部分地沿纵向方向且至少部分地沿周向方向延伸，连接构件从平台沿周向方向延伸至外带。在另一个实施例中，外带沿内径的一部分和/或沿外径的一部分限定一个或多个平衡平面。在又一个实施例中，结构构件、内护罩、外护罩、多个连接构件和外带一起限定一体结构。在再一个实施例中，外鼓转子联接到转矩框架的外带上。外鼓转子包括沿径向方向向内延伸的多个外鼓翼型件的一个或多个级。
在一个实施例中，结构构件、内护罩和外护罩一起限定一体结构。
在各种实施例中，燃气涡轮发动机还包括设置在外鼓转子的径向内侧的第二涡轮转子。第二涡轮转子包括沿径向方向向外延伸的第二涡轮翼型件的一个或多个级。第二涡轮转子相对于转矩框架和外鼓转子可独立地旋转。在一个实施例中，转矩框架设置在第二涡轮转子下游。在另一个实施例中，转矩框架设置在第二涡轮转子上游。
在一个实施例中，转矩框架和外鼓转子一起限定低速转子。第二涡轮转子相对于低速转子限定了更高速的转子。
在另一个实施例中，内鼓转子联接到转矩框架的内护罩上。内鼓转子包括沿径向方向向外延伸的多个内鼓翼型件的一个或多个级。转矩框架，外鼓转子和内鼓转子一起围绕轴向中心线以第一速度旋转。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入于本说明书中且构成本说明书的一部分的附图说明本发明的实施例，且连同所述描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本说明书中针对所属领域的技术人员来阐述本发明的完整和启发性公开内容，包括其最佳模式，本说明书参考了附图，在附图中：
图1是根据本公开的方面的包括有涡轮区段的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；
图2是图1中所示的涡轮区段的一个实施例的示意性横截面视图；
图3-4是图1-2中通常提供的涡轮区段的转矩框架的示例性实施例的透视图；
图5是图1-2中通常提供的涡轮区段的转矩框架的示例性实施例的一部分的透视图；
图6-7是图5中通常提供的转矩框架的示例性实施例的侧视图；
图8-9是图5中通常提供的转矩框架的一部分的示例性实施例的透视图；
图10是图8-9中通常提供的转矩框架的示例性实施例的侧视图；以及
图11-12是图1中所示的涡轮区段的实施例的示意性横截面视图。
在本说明书和图中参考标号的重复使用意图表示本发明的相同或相似特征或元件。
具体实施方式
现将详细参考本发明的实施例，在图中说明本发明的实施例的一个或多个实例。每个实例是为了解释本发明而提供，而非限制本发明。实际上，所属领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下可在本发明中进行各种修改和变化。举例来说，说明或描述为一个实施例的一部分的特征可与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因此，希望本发明旨在涵盖落入所附权利要求书及其等效物的范围内的此类修改和变化。
如本文中所使用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，而并非旨在表示个别部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流的相对方向。举例来说，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流到的方向。除非另外陈述，否则“下游”和“上游”是指空气流体流或所得燃烧气体从进入压缩机区段通过发动机的核心流动路径到从涡轮区段离开的大体方向。
通常提供用于燃气涡轮发动机的旋转转矩框架的各种实施例。转矩框架包括内护罩，沿径向方向在内护罩外侧的外护罩，以及沿径向方向联接内护罩和外护罩的至少一个结构构件。各种实施例还包括外带，外带沿周向包绕外护罩，在外护罩的径向外侧。外鼓转子联接到外带上，且沿纵向方向从外带延伸。多个外鼓翼型件中的一个或多个级沿径向方向向内延伸。转矩框架构造成围绕燃气涡轮发动机的轴向中心线旋转。
旋转转矩框架的结构构件传递来自发动机的流动路径内的燃烧气体的反应负载，如，沿轴向方向或纵向方向的负载。结构构件还传递来自内护罩和外护罩的径向和周向负载。在各种实施例中，外带还提供结构支承件，如，限定包绕外护罩的环形环，外鼓转子联接到外护罩上且从外护罩沿径向方向延伸。在又一些实施例中，转矩框架还包括将外护罩联接到外带上的至少部分地沿径向方向延伸的连接构件。连接构件还可将负载从内护罩、结构构件和外护罩传递至外带。连接构件可限定构造成衰减非期望的发动机动力的弹簧性质。连接构件还提供结构构件的径向增长或移动，同时外带提供结构刚度。更进一步，连接构件可衰减限定在外护罩与外带之间的次级流动路径内的高温度梯度。在各种实施例中，从外护罩到外带的连接构件可传递热、轴向、径向和机械负载至外带，同时提供足够的径向刚度来支承用于叉指式涡轮区段的悬伸或悬臂式外鼓转子。更进一步，外带可提供足够的刚度来衰减非期望的振动模式、谐波或噪音，和/或通常促进期望的发动机动力。
叉指式涡轮区段可提高燃料效率、操作效率和/或功率输出，同时减小重量、零件数和/或封装(例如，径向和/或轴向尺寸)。例如，叉指式涡轮区段可允许增大燃气涡轮发动机的旁通比和/或总体压力比，从而相对于类似功率输出和/或封装的其它发动机，提高燃料效率、操作效率和/或功率输出。叉指式涡轮区段还可减少静止和/或旋转翼型件的数量，且因此减小发动机的封装和/或重量，同时保持或改进效率、性能或功率输出。更进一步地，叉指涡轮区段可以减小轴向流动面积和转速的平方的乘积(该乘积被称为“AN2”)，同时另外降低涡轮区段的每个级的平均功因数。
现在参考附图，图1是根据本公开的方面的结合有涡轮区段90的示例性实施例的示出为高旁路涡轮风扇发动机的示例性燃气涡轮发动机10(本文中被称作“发动机10”)的示意性横截面图。尽管下文进一步参考涡轮风扇发动机进行描述，但本公开还可应用到一般来说包括螺旋桨风扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴燃气涡轮发动机的涡轮机械，包括船舶和工业涡轮发动机和辅助电力单元。如图1所示出，发动机10具有出于参考目的在其中延伸穿过的纵向或轴向中心线轴线12。发动机10限定纵向方向L、径向方向R、沿着纵向方向L的上游端99和下游端98、以及周向方向C(图3-4中所示)。
一般来说，发动机10可包括限定环形入口20的基本上管状的外部壳体18。外部壳体18包覆或沿纵向方向L以串行流动布置至少部分地流过压缩机区段21、燃烧区段26和叉指式涡轮区段90(本文中称作“涡轮区段90”)。风扇组件14通常设置在压缩机区段21的前方或上游99。在图1中所示的实施例中，发动机10限定双转轴构造，其中压缩机区段21包括沿纵向方向L以串联布置的第一压缩机22和第二压缩机24。风扇组件14和第一压缩机22朝发动机10的上游端99联接到第一轴36上，且第一涡轮转子100朝发动机10的下游端98联接到第一轴36上。第一压缩机22和风扇组件14由第一涡轮转子100驱动。第二压缩机24联接到第二轴34上，且第二涡轮转子120朝发动机10的下游端98联接到第二轴34上。第二压缩机24由第二涡轮转子120驱动。在各种实施例中，第一压缩机22限定低压(LP)压缩机，且第二压缩机24限定高压(HP)压缩机。在其它各种实施例中，第一涡轮转子100可限定低速涡轮30，且第二涡轮转子120可限定高速涡轮28。
在其它实施例中，发动机10可限定三转轴构造，其中压缩机区段21限定包括风扇转子15的风扇组件14，以及第一压缩机22和第二压缩机24。第三涡轮转子130(图2)可限定中速涡轮，中速涡轮驱动限定IP压缩机的第一压缩机22。限定低速涡轮30的第一涡轮转子100附接到风扇转子15上，因此驱动风扇组件14。在此实施例中，除限定高速涡轮28的第二涡轮转子120外或替代第二涡轮转子120，第三涡轮转子130可相互交叉设置在第一涡轮转子100中。
回头参看图1，风扇组件14包括联接到风扇转子15上的多个风扇叶片42的至少一级。多个风扇叶片42沿径向方向R联接到风扇转子15上且从风扇转子15向外延伸。在各种实施例中，风扇转子15可包括沿纵向方向L的多级风扇叶片42。环形风扇壳体或机舱44沿周向包绕风扇组件14的至少一部分和/或外部壳体18的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可相对于外部壳体18由多个圆周地隔开的出口导叶或撑杆46支承。机舱44的至少一部分可在外部壳体18的外部部分上方(在径向方向R上)延伸，以便在其间限定旁路空气流通道48。
在其它实施例中，风扇组件14还可包括设置在风扇转子15与联接到涡轮区段90上的第一轴36之间的动力或减速变速箱。变速箱可减小风扇转子15相对于涡轮区段90的涡轮转子的转速，风扇转子15经由第一轴36附接到涡轮区段90上。
现在参考图2，提供发动机10的涡轮区段90的示例性实施例。涡轮区段90包括第一涡轮转子100，第一涡轮转子100包括可旋转转矩框架101。如图3-12中提供的各种实施例中更详细所示，转矩框架101包括内护罩112、外护罩114，以及将内护罩112联接到外护罩114上的至少一个结构构件116。在各种实施例中，外鼓转子110沿纵向方向L从转矩框架101延伸。外鼓转子110包括沿径向方向R向内延伸的多个外鼓翼型件118。在各种实施例中，如图1-2中所示，内护罩112可联接到沿纵向方向L延伸的内鼓转子111上。内鼓转子111包括沿径向方向R向外延伸的多个内鼓翼型件119。
在各种实施例中，如图1-2中提供的，内鼓转子111沿纵向方向L从结构构件116处的内护罩112朝下游端98延伸。在又一些实施例中，外鼓转子110沿纵向方向L朝燃烧区段26，朝上游端99从结构构件116延伸，如在图1-2和图11-12中提供的。在又一个实施例中，如图12中提供的，外鼓转子110可从转矩框架101朝上游端99和朝下游端98延伸。
仍参看图2，涡轮区段90还可包括设置在外鼓转子110的一个或多个结构构件116前方或上游99的第二涡轮转子120。第二涡轮转子120包括沿径向方向R向外延伸的多个第二翼型件122。在各种实施例中，第二涡轮转子120设置在结构构件116的前方或上游99，且与外鼓转子110相互交叉。例如，如图1中所示，发动机10和涡轮区段90可以以从上游端99到下游端98的串流布置限定外鼓转子110的多个外鼓翼型件118、第二涡轮转子120的多个第二翼型件122、转矩框架101的一个或多个结构构件116，以及多个内鼓翼型件119的一个或多个级。在各种实施例中，涡轮区段90可限定沿纵向方向L与多个第二翼型件122交错的多个外鼓翼型件118的多个迭代。在一个实施例中，第一涡轮转子100可限定在一个到十个旋转级之间(包括端值)。例如，转矩框架101可限定外护罩114、内护罩112和结构构件116作为至少一个级。在另一个实施例中，第一涡轮转子100可限定在三个到十个旋转级之间(包括端值)。在一个实施例中，第二涡轮转子120可限定与联接到外鼓转子110上且从外鼓转子110延伸的多个外鼓转子翼型件118相互交叉(即，沿纵向方向L以交错布置间隔开)的至少一个旋转级。
参见图2，发动机10还可包括可独立于第二涡轮转子120旋转的第三涡轮转子130。第三涡轮转子130包括与外鼓转子110相互交叉的多个第三涡轮翼型件132。尽管图1中未绘出，但应理解，图1中所示的第二涡轮转子120的一个或多个旋转级可备选地限定为如图2中所示的第三涡轮转子130，其中第三涡轮转子130驱动发动机10中的第三压缩机(未示出)。
返回参看图1-2，在发动机10操作期间，由箭头74示意性地指示的一定体积的空气通过机舱和/或风扇组件14的相关联入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如由箭头78所示意性指示的空气的一部分被导向或导引进旁路空气流通路48中，而如由箭头80所示意性指示的空气的另一部分被导向穿过风扇组件14且穿过入口20。空气80在朝向燃烧区段26流动通过压缩机区段21时被逐渐压缩。
如箭头82示意性地指示，经压缩空气现流动到燃烧区段26中，在燃烧区段26中引入燃料，与经压缩空气82的至少部分混合，且经点燃以形成燃烧气体86。燃烧气体86流入涡轮区段90中，引起涡轮区段90的第一涡轮转子100和第二涡轮转子120，在各种实施例中，第三涡轮转子，旋转和支持压缩机区段21和/或风扇组件14中的相应联接的旋转构件的操作。
现在参看图3，提供了转矩框架101的示例性实施例。转矩框架101包括内护罩112和沿径向方向R在内护罩112外的外护罩114。至少一个结构构件116至少部分地沿径向方向R联接内护罩112和外护罩114。
在各种实施例中，结构构件116分别限定翼型件，翼型件限定压力侧、吸力侧、前缘和后缘。限定翼型件的结构构件116大体上构造为允许转矩框架101的旋转。例如，作为第一涡轮转子100的一部分的转子框架101构造成沿轴向中心线12旋转，如，在第一方向以与外鼓转子110和内鼓转子111共同旋转第一速度旋转。
回头参看图2，结构构件116可限定相对于轴向中心线12和径向方向R的倾斜角109。在一个实施例中，如图2中所示，限定了倾斜角109，其中结构构件116的外半径设置在结构构件116的内半径上游。例如，倾斜角109可相对于轴向中心线12限定为大约90度或更大。在另一个实施例中，倾斜角109相对于轴向中心线12小于大约180度。在其它各种实施例中，倾斜角109可相对于轴向中心线12成大约90度或垂直。
在图3中所示的实施例中，结构构件116可限定钝或前倾斜角109，其中结构构件116从内护罩112朝上游端99延伸(即，结构构件116的径向内端比径向外端进一步在下游)。钝或前倾斜角109可在涡轮区段90的旋转期间抵消或弥补转矩框架101上的离心负载。钝倾斜角109可允许结构构件116在发动机10的操作期间抵消或弥补轴向负载，如，归因于包括转矩框架101和外鼓转子110和内鼓转子111中的一个或多个的第一涡轮转子100的旋转。钝倾斜角109还可允许结构构件116抵消或弥补由穿过核心流动路径70的燃烧气体86的流动引起的轴向负载。
然而，在图2中所示的实施例中，结构构件116和/或外护罩翼型件118可分别限定大体上垂直或钝的倾斜角109，其中结构构件116和/或外护罩翼型件118中的一个或多个大体上从轴向中心线12沿径向向外或朝上游端99(即，翼型件116、118的径向内端大致与径向外端等同或在更上游)延伸。
如本文进一步所述，转矩框架101构造成从燃烧气体86获得功或能量，以允许转矩框架101、外鼓转子110和内鼓转子111的旋转。更进一步，转矩框架101，如结构构件116，构造成传递来自发动机10的核心流动路径70内的燃烧气体86的反应负载，如，沿纵向方向L的负载。结构构件116还沿径向方向R和周向方向C从内护罩112，以及附接到内护罩112上的内鼓转子111，以及外护罩114，以及附接到外护罩114上的外鼓转子110传递负载。
现在参看图4中提供的转矩框架101的示例性实施例，外带113联接到外护罩114上，且沿径向方向R设置在外侧。外带113至少部分地沿周向方向C延伸。在各种实施例中，外带113围绕转矩框架101的外护罩114环形地延伸。联接到外护罩114上的外带113还提供结构支承，如限定包绕外护罩112的环形环，外鼓转子110联接到外护罩112上且沿纵向方向L延伸。在其它各种实施例中，转矩框架101还包括连接构件105(图4-12中所示)，连接构件105至少部分地沿径向方向延伸，以将外护罩114联接到外带113上。连接构件105还可将负载从内护罩112和内鼓转子111、结构构件116和外护罩114和外鼓转子110传递至外带113。
包括连接构件105和外带113的转矩框架101可一起限定用于外鼓转子110的结构支承，这可允许外鼓转子110是悬伸式或悬臂式的。连接构件105可限定构造成衰减非期望的发动机动力的弹簧性质。连接构件105还可提供结构构件116的径向增长、移动或位移，同时外带113提供结构刚度。连接构件105可传递热和机械负载，如，沿轴向或纵向方向L的负载、沿径向方向R的负载，和/或沿纵向方向L、径向方向R和/或周向方向C的扭转、弯曲、振动或扭力负载。更进一步，连接部件105可衰减外护罩114和外鼓转子110和外带113之间限定的次级流动路径69内的高温度梯度。
在各种实施例中，在发动机10的操作期间，从外护罩114到外带113的连接构件105可将热、轴向、径向和机械负载传递至外带113，同时提供足够的径向刚度来支承相互交叉的涡轮区段90的悬伸或悬臂的外鼓转子110。更进一步，外带113可提供足够的刚度来衰减非期望的振动模式、谐波或噪音，和/或大体上促进期望的发动机动力。
例如，转矩框架101还可允许外鼓转子110与第二涡轮转子120的相互交叉，包括第二涡轮转子120的前方或上游(例如，高压或高速涡轮转子)，以允许外鼓转子110(例如，作为低速涡轮转子)紧邻燃烧区段26下游。因此，转矩框架101可消除燃烧区段26下游的第一涡轮轮叶或喷嘴的需要或存在，因此改善了涡轮区段90的性能和/或效率、发动机10性能、可操作性和/或效率，且/或减小发动机10的重量、零件数和/或封装(例如，纵向和/或径向维度)。在其它各种实施例中，转矩框架101可提供结构支承，以允许悬伸或悬臂式外鼓转子110和内鼓转子111至少部分地在相反方向上沿纵向方向L延伸。
现在参看图5，大体上提供了图4中所示的转矩框架101的示例性实施例的一部分的透视图。在图5中所示的实施例中，每个连接构件105可限定外护罩114的近侧或附近的第一端106(例如，沿外护罩114的外径)。每个连接构件105还可限定外带113近侧或附近的第二端108(例如，沿外带113的内径)。每个连接构件105还可限定第一端106与第二端108之间的中间部分107。
在各种实施例中，连接构件105中的一个或多个可限定各种厚度。例如，一个或多个连接构件105可限定大约设置在第一端106和/或第二端108处的第一厚度，以及设置在第一端106与第二端108之间的中间部分107的至少一部分内的第二厚度。在另一个实例中，连接构件105中的一个或多个的中间部分107可增大和/或减小第一端106与第二端108之间的厚度。在又一个实施例中，每个连接构件105可限定第一端106与第二端108之间的不同或交错的厚度。在各种实施例中，多个厚度或限定可用于衰减沿次级流动路径69的热梯度，衰减非期望的振动模式，按期望促进结构刚度或柔性，和/或促进与第二涡轮转子120相互交叉的外鼓转子110的结构支承。更进一步，外带113、连接构件105或两者可提供足够的刚度来衰减非期望的振动模式、谐波或噪音，且/或大体上促进期望的发动机动力。
现在参看图6-7，示出了沿图4-5中所示的转矩框架101的示例性实施例的纵向方向L的侧视图。参看图4-7，外护罩114还可限定至少部分地沿纵向方向L(如图6-7中所示)以及至少部分地沿周向方向C(如图4-5中所示)延伸的平台115。连接构件105从平台115延伸至外带113。在各种实施例中，平台115可限定大体上同心地且大体上与外带113平行延伸的壁。大体上同心的和大体上平行的平台115可提供表面，连接构件105大致沿径向方向R传递来自该表面或相对于该表面的力或转矩。例如，连接构件105可传递来自结构构件116的径向负载，径向负载可能在发动机10的操作期间的转矩框架101旋转期间引起。在燃烧气体86流过结构构件116时，连接构件105还可允许结构构件116的热膨胀引起的径向增长。
参看图6中所示的转矩框架101的示例性实施例，连接构件105可大体上限定“C”形横截面。连接构件105可限定弹簧性质，例如，至少沿径向方向R压缩或张紧。参看图7中所示的示例性实施例，连接构件105可大体上限定弹簧(例如，如图5和7中所示的“V”形或锯齿形横截面，如图6中所示的“C”形横截面)，以吸收沿包括结构构件116的转矩框架101的径向方向R、轴向或纵向方向L和/或周向方向C的移动、位移或增长。
现在参看图8-9中大体上提供的转矩框架101的示例性实施例的透视图，连接构件105可从外护罩114至少部分地沿切向延伸至外带113。在图8中所示的实施例中，连接构件105大体上沿周向方向C或切向方向从外护罩114大体上直线延伸至外带113。在图9中所示的实施例中，连接构件105至少部分地限定蛇形结构。例如，蛇形结构可限定一个或多个连接构件105的中间部分107中的波形。
图10提供了图8-9中大体上提供的转矩框架101的实施例的侧视图。提供的侧视图大致类似于图6-7中所示和所述的实施例构造。
参看图8-10，在一个实施例中，转矩框架101可限定多个连接构件105，以限定大体上直的和部分蛇形的中间部分107的组合。例如，连接构件105可限定大致直的和蛇形的中间部分107的交错组合。作为另一个实例，转矩框架101的连接构件105可限定大体上直的和蛇形的中间部分107的交错组合，以及各种厚度的中间部分107的交错组合。
现在参看图3-10，在各种实施例中，外带113可限定关于发动机10的轴向中心线12(图1中所示)大体上同心的环形环。在一个实施例中，外带113限定实心环形环。外带113可限定用于从内护罩112、结构构件116、外带114和连接构件105吸收机械负载和热负载的强度和材料性质。在另一个实施例中，外带113限定分段的环，其中多个节段经由机械紧固件(如，但不限于，螺栓、螺母、螺母板、螺钉、铆钉或销)或一个或多个连结过程(如，焊接、锡焊或钎焊)附连在一起。
返回参看图5，在其它各种实施例中，外带113可限定一个或多个平衡平面150。在一个实施例中，平衡平面150限定在一个或多个孔口处，如，紧固件经由孔口来将平衡配重联接到外带113。孔口还可限定外鼓转子110联接到外带113的位置。平衡配重可为特殊配重的紧固件或联接到紧固件上的配重。
在另一个实施例中，平衡平面150限定在外带113上作为去除或加入材料来改变转子平衡的区域。例如，平衡平面150可限定去除材料的区域，如，经由磨削或切割。作为另一个实例，平衡平面150可限定加入材料的区域，如，经由焊接、捆扎等。平衡平面150还可限定在外护罩114或内护罩112中的一个或多个处。在各种实施例中，外带113、外护罩114和内护罩112中的一个或多个可限定配重附连(例如，机械紧固件、连结过程或保持夹)的一个或多个位置，以实现包括转矩框架101的第一涡轮转子100的期望的静态和/或动态平衡。
现在参看图11-12，通常提供了包括可旋转转矩框架101的涡轮区段90的示例性实施例。涡轮区段90和转矩框架101如关于图1-10中所示和所述那样大致类似地构造。在图11-12中大体上提供的实施例中，转矩框架101进一步联接到第一轴36上。第一轴36沿纵向方向L延伸且联接到风扇组件14(图1)上。因此，转矩框架101还可从核心流动路径70内的燃烧气体86提取能量，且提供结构支承和从外鼓转子110的负载传递，且提供能量来驱动联接到第一轴36上的风扇组件14。
在图11提供的实施例中，转矩框架101进一步联接到可旋转壳体124上，可旋转壳体124包绕减速组件45。壳体124大体上包括轴向部分126和径向部分127。径向部分127联接到减速组件45的输出部件49上。径向部分127进一步联接到第一轴36上，第一轴36在相对端处联接到风扇组件14(图1)上。
在图12提供的实施例中，第一轴36还联接到减速组件45的输出部件49上。参看图11-12，以及关于图3-10所示和所述的转矩框架101的各种实施例，转矩框架101还支持从减速组件45、第一轴36和风扇组件14(图1)的负载传递。因此，转矩框架101还构造成对负载作出反应，且衰减前述组件引起的动力。
仍参看图3-12，转矩框架101、内鼓转子111和/或外鼓转子110的至少一部分可限定一体地形成的结构。该结构可由各种过程形成，如但不限于增材制造或3D打印。附加地或备选地，整体形成的结构可包括一个或多个浇铸、锻造和/或加工过程。在一个实施例中，一个或多个结构构件116、内护罩112和外护罩114可一起限定一体结构。在另一个实施例中，一个或多个结构构件116、内护罩112、外护罩114、多个连接构件105和外带113一起限定一体结构。在又一些实施例中，结构构件116、内护罩112、外护罩114、连接构件105和/或外带113中的一个或多个可独立于或连同一个或多个整体限定的结构来经由一个或多个机械紧固件和/或连结过程附连到彼此上。
包括转矩框架101、外鼓转子110、内鼓转子111、第二涡轮转子120或其独立级的涡轮区段90可由陶瓷基质复合物(CMC)材料和/或适用于燃气涡轮发动机的热区段的金属形成，如，但不限于，镍基合金、钴基合金、铁基合金或钛基合金，其中每种都可包括但不限于铬、钴、钨、钽、钼和/或铼。涡轮区段90或部分或其部分的组合可使用增材制造或3D打印或浇铸、锻造、机械加工或由经3D打印的模具形成铸件，或其组合来形成。可使用诸如螺母、螺栓、螺钉、销钉、销或铆钉等紧固件或使用诸如焊接、粘合、摩擦或扩散粘合等连结方法或紧固件和/或连结方法的组合来机械地连结涡轮区段90或其部分。外鼓转子110、内鼓转子111和/或包括其独立级的第二涡轮转子120可构造为安装到鼓或毂中的独立叶片，或整体叶片转子(IBR)或叶片盘，或它们的组合。
通过提供改进的燃料效率、操作效率和/或功率输出，同时维持或减轻重量、零件数量和/或包装，本文中显示和描述的涡轮区段90可以改进现有的涡轮区段。在第二涡轮转子120中相互交叉的多个外鼓翼型件118可通过去除每个旋转部件之间的静止翼型件级来减小封装和减少零件数。另外，涡轮区段90可提供与减速齿轮箱相当的效率益处，而不增加发动机10的重量或尺寸(例如轴向长度)。作为燃烧区段26下游的第一级的外鼓转子110还可通过去除对可能解决燃烧器热点的燃烧区段26的约束来改善发动机效率。此外，涡轮区段90可通过减少对冷却空气的需求来改善发动机10效率，冷却空气大体上从压缩机区段21提取，且通常认作是从发动机10去除潜在的推进能量。
更进一步，包括外带113和连接构件105的转矩框架101可提供轴向、径向、扭力、热或其它机械负载的结构支承响应，这可允许悬伸或悬臂式外鼓转子110与第二涡轮转子120的多个级相互交叉。此外，转矩框架101的结构支承可允许外鼓转子110在限定HP涡轮的第二涡轮转子120前方或上游悬伸。备选地，转矩框架101可允许外鼓转子110悬伸在前方或上游，以将多个外鼓翼型件118设置在燃烧区段26下游不远(即，替代或消除第一涡轮轮叶或喷嘴的放置)。
在各种实施例中，包括转矩框架101的第一涡轮转子100可限定至少两个翼型件级，包括结构构件116的级，如，限定包括压力侧和吸力侧的旋转翼型件，以及外鼓翼型件118的一个或多个级。在又一个实施例中，第一涡轮转子100可限定至少3级翼型件，包括转矩框架的结构构件116的一级、外鼓翼型件118的一个或多个级，以及内鼓翼型件119的一个或多个级。在各种实施例中，转矩框架101提供热梯度衰减，从而减轻次级流动路径69内的气体87的有害影响。
本文中所描述且在图1-12中所示出的系统可减少燃料消耗、提高可操作性、提高发动机性能和/或功率输出，同时维持或减小重量、零件数和/或封装(例如径向和/或轴向尺寸)。本文中所提供的系统可允许相比诸如涡轮风扇的现有燃气涡轮发动机构造的增大高旁路比和/或总压力比，同时相对于具有类似功率输出的其它燃气涡轮发动机维持或减小封装。本文中所描述的系统可促进提高旁路比和/或总压力比且由此提高燃气涡轮发动机的总效率。本文提供的系统可通过减少或消除需要冷却空气的静止翼型件(例如喷嘴导叶)来增加总体燃气涡轮发动机效率。此外，本文提供的系统可通过减少旋转和/或静止翼型件的数量(例如，叶片和/或轮叶)来减小燃气涡轮发动机的包装和重量，因此提高效率。
更进一步，本文中所描述且在图1-12中所示出的系统可减小流动面积与燃气涡轮发动机的转速的平方的乘积(乘积在本文中被称作“AN2”)。例如，关于图1-12示出和描述的发动机10相对于常规的齿轮传动的涡轮风扇构造可大体上减小AN2。一般来说，例如通过减小转速和/或流动面积而减小AN2增加了所需的平均级功系数(即旋转翼型件的每个级上所需平均负载量)。然而，本文中所描述的系统可减小AN2，同时还通过使第一涡轮转子100在第二旋转部件120的一个或多个级中相互交叉来减小平均级功系数和维持涡轮区段90的轴向长度(相比于类似推力输出和封装的发动机)，同时还朝涡轮区段90的下游端98限定非交叉涡轮结构(即，内护罩112和多个内鼓翼型件119)。因此，第一涡轮转子100可增大翼型件的旋转级的量同时减小平均级功因数，且因此AN2，同时减轻轴向长度增大来产生类似的AN2值。第一涡轮转子100可进一步减小AN2，同时额外减少相对于具有类似动力输出和/或封装的燃气涡轮发动机的涡轮区段在涡轮区段90中旋转和静止的翼型件的总数量。
此外，图1-12中所示和本文所述的系统还可通过使限定高速涡轮28的第二旋转部件120的前方或上游99的第一涡轮转子100相互交叉来改善发动机效率，减小翼型件量，减轻发动机重量和/或缓解燃烧区段设计约束。例如，将第一涡轮转子100的第一级限定为其间没有第一涡轮轮叶或喷嘴导叶的燃烧区段26的下游98不远，以及限定第一涡轮转子100与第二旋转部件120反向旋转，相比于静止的第一涡轮轮叶或喷嘴导叶减小第一涡轮转子100的第一级上的总体燃烧热点的效果。这样，本文描述的涡轮区段90和发动机10可以通过去加重热点或燃烧模式因子来移除对燃烧区段26设计的约束，以有利于其他设计标准，诸如减少排放物，改善贫油熄火(LBO)和/或高度重新点火，可提高部分或全部操作范围的整体可操作性，或增加操作范围。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的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所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可以包括所属领域的技术人员所想到的其它示例。如果此类其它实例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求范围内。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，其包括：
转矩框架，所述转矩框架包括沿周向围绕轴向中心线限定的内护罩，包绕所述内护罩且沿周向围绕所述轴向中心线限定的外护罩，沿径向方向延伸且联接到所述内护罩和所述外护罩上的结构构件，其中所述转矩框架构造成围绕所述轴向中心线旋转。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述结构构件沿纵向方向延伸，以限定相对于所述轴向中心线的倾斜角。
3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中所述倾斜角相对于所述轴向中心线是锐角，其中所述结构构件的径向外端设置在所述结构构件的径向内端上游。
4.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中所述倾斜角相对于所述轴向中心线是锐角，其中所述结构构件的径向内端设置在所述结构构件的径向外端上游。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述结构构件限定翼型件，所述翼型件限定压力侧和吸力侧。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述转矩框架还包括沿周向包绕所述外护罩的外带，其中所述外带至少部分地沿所述径向方向延伸。
7.根据权利要求6所述的燃气涡轮发动机，还包括至少部分地沿所述径向方向延伸且联接到所述外护罩和所述外带上的多个连接构件。
8.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其中所述连接构件至少部分地沿所述周向方向从所述外护罩延伸至所述外带。
9.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其中所述连接构件限定弹簧。
10.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其中所述连接构件限定大致V形横截面。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112302724A (zh) * 2020-10-15 2021-02-02 武汉第二船舶设计研究所(中国船舶重工集团公司第七一九研究所) 汽轮机及船用蒸汽动力推进装置

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10781721B2 (en) * 2018-02-09 2020-09-22 General Electric Company Integral turbine center frame
US11925985B2 (en) 2019-06-26 2024-03-12 Hamilton Sundstrand Corporation Method of making a radial turbine wheel using additive manufacturing
IT201900014739A1 (it) * 2019-08-13 2021-02-13 Ge Avio Srl Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine.
PL431184A1 (pl) 2019-09-17 2021-03-22 General Electric Company Polska Spółka Z Ograniczoną Odpowiedzialnością Zespół silnika turbinowego
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB658550A (en) * 1948-04-19 1951-10-10 Westinghouse Electric Int Co Improvements in or relating to gas turbine power plants for propelling aircraft
GB1453304A (en) * 1972-12-26 1976-10-20 Gen Electric Modular gas turbine engines
GB2194593A (en) * 1986-08-29 1988-03-09 Gen Electric High bypass ratio, counter rotating gearless front fan engine
EP0631041A1 (en) * 1993-06-18 1994-12-28 General Electric Company Rotatable turbine frame
US5388964A (en) * 1993-09-14 1995-02-14 General Electric Company Hybrid rotor blade
US20040055275A1 (en) * 2002-09-24 2004-03-25 Orlando Robert Joseph Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster
US20100154384A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Jan Christopher Schilling Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
US20150260051A1 (en) * 2012-10-09 2015-09-17 United Technologies Corporation Geared low fan pressure ratio fan exit guide vane stagger angle
CN110199090A (zh) * 2017-01-25 2019-09-03 通用电气公司 用于旋转涡轮框架的隔热结构

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS50131401U (zh) 1974-04-18 1975-10-29
US4433955A (en) * 1981-03-26 1984-02-28 General Electric Company Turbine arrangement
US5207622A (en) 1992-09-16 1993-05-04 William T. Wilkinson Universally adaptable adjustable arm exercise device to supplement leg exercising
US5361580A (en) * 1993-06-18 1994-11-08 General Electric Company Gas turbine engine rotor support system
WO2006059969A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine
DE602004031986D1 (de) 2004-12-01 2011-05-05 United Technologies Corp Gebläse-turbinen-rotoranordnung für einen spitzenturbinenmotor
WO2006059997A2 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Annular turbine ring rotor
US7594388B2 (en) 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
US7513102B2 (en) 2005-06-06 2009-04-07 General Electric Company Integrated counterrotating turbofan
US8943796B2 (en) 2011-06-28 2015-02-03 United Technologies Corporation Variable cycle turbine engine
US9534608B2 (en) 2012-02-17 2017-01-03 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. Multi-stage axial compressor with counter-rotation
US9701395B2 (en) 2014-01-06 2017-07-11 United Technologies Corporation Contra-rotating open rotor distributed propulsion system
CN106677831B (zh) 2016-12-14 2018-10-30 西安交通大学 一种多级整体式轴流对转涡轮结构

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB658550A (en) * 1948-04-19 1951-10-10 Westinghouse Electric Int Co Improvements in or relating to gas turbine power plants for propelling aircraft
GB1453304A (en) * 1972-12-26 1976-10-20 Gen Electric Modular gas turbine engines
GB2194593A (en) * 1986-08-29 1988-03-09 Gen Electric High bypass ratio, counter rotating gearless front fan engine
EP0631041A1 (en) * 1993-06-18 1994-12-28 General Electric Company Rotatable turbine frame
US5388964A (en) * 1993-09-14 1995-02-14 General Electric Company Hybrid rotor blade
US20040055275A1 (en) * 2002-09-24 2004-03-25 Orlando Robert Joseph Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster
US20100154384A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Jan Christopher Schilling Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
US20150260051A1 (en) * 2012-10-09 2015-09-17 United Technologies Corporation Geared low fan pressure ratio fan exit guide vane stagger angle
CN110199090A (zh) * 2017-01-25 2019-09-03 通用电气公司 用于旋转涡轮框架的隔热结构

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112302724A (zh) * 2020-10-15 2021-02-02 武汉第二船舶设计研究所(中国船舶重工集团公司第七一九研究所) 汽轮机及船用蒸汽动力推进装置

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