CN109519238A - 燃气涡轮发动机 - Google Patents

燃气涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN109519238A
CN109519238A CN201811092490.7A CN201811092490A CN109519238A CN 109519238 A CN109519238 A CN 109519238A CN 201811092490 A CN201811092490 A CN 201811092490A CN 109519238 A CN109519238 A CN 109519238A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rotary part
turbine
gas
engine
shield
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.)
Granted
Application number
CN201811092490.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109519238B (zh
Inventor
J·D·克莱门茨
D·T·扎托斯基
A·R·斯图亚特
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 CN109519238A publication Critical patent/CN109519238A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109519238B publication Critical patent/CN109519238B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
    • 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
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/24—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like
    • F01D1/26—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like traversed by the working-fluid substantially axially
    • 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
    • F01D5/03—Annular blade-carrying members having blades on the inner periphery of the annulus and extending inwardly radially, i.e. inverted rotors
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • 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
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • F02K3/06—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 fan
    • 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
    • F02K3/068—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 being characterised by a short axial length relative to the diameter
    • 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
    • F02K3/072—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 counter-rotating, e.g. fan rotors
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/40—Movement of components
    • F05D2250/44—Movement of components by counter rotation
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/80—Size or power range of the machines
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F05D2270/051—Thrust
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其包括涡轮部段，所述涡轮部段包括沿着纵向方向与第二旋转部件相互交叉的第一旋转部件。所述第一旋转部件和所述第二旋转部件均以反向旋转布置联接到减速组件。所述第一旋转部件包括外护罩和沿着径向方向从所述外护罩向内延伸的多个外护罩翼型。连接构件将所述外护罩联接到径向延伸的第一转子。所述第二旋转部件包括内护罩和沿着径向方向从所述内护罩向外延伸的多个内护罩翼型，所述多个内护罩翼型沿着纵向方向与所述多个外护罩翼型交替布置。所述燃气涡轮发动机限定大约.0004至大约.0010英寸每磅推力之间的半径每单位推力，半径每单位推力由所述涡轮部段处的最大半径除以最大推力输出限定。

Description

燃气涡轮发动机
技术领域
本主题大体上涉及燃气涡轮发动机架构。更特别地，本主题涉及用于燃气涡轮发动机的减速组件和涡轮部段布置。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括涡轮部段，所述涡轮部段在燃烧部段的下游，可随压缩机部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)。
传统的燃气涡轮发动机通常包括涡轮部段，其限定与中压涡轮机和/或低压涡轮机以串行流动布置的高压涡轮机。另外，传统的燃气涡轮发动机涡轮部段通常包括固定和旋转翼型(例如轮叶和叶片)的连续排或级。固定翼型或轮叶通常用于在穿越旋转翼型或叶片之前引导或以其它方式调节燃烧气体流。固定翼型通常需要从燃气涡轮发动机的其它区域(例如压缩机部段)路由的冷却空气，以减轻来自燃烧气体的损坏。然而，将空气从压缩机部段路由到涡轮部段，由此绕过燃烧部段，通常消除了用于燃烧的能量，并且因此降低了燃气涡轮发动机的效率。
此外，传统的低压涡轮机通常需要多个级来分配能量或功以操作低压涡轮机正在驱动的风扇组件和/或压缩机。然而，多个级促进燃气涡轮发动机的轴向和径向尺寸，由此促进整个发动机和其附接到的飞行器的重量，并且因此不利地影响燃料效率，发动机性能以及发动机和飞行器效率。
已知的解决方案包括在风扇组件和发动机核心之间增加减速齿轮箱，这可以减少操作其附接到的风扇组件和压缩机所必需的涡轮部段的多个级的数量，并且通常可以提供发动机效率的一些净增加和燃料消耗的改善。然而，增加减速齿轮箱为涡轮发动机设计和操作带来新的复杂性和局限性。例如，已知的减速齿轮箱具有从低压涡轮机串行路由通过减速组件以驱动风扇组件的大约100％量的扭矩或动力。在这样的已知布置中，将大约全部量的扭矩或动力从低压涡轮机通过齿轮箱路由到风扇组件需要复杂的齿轮箱设计，增加的齿轮箱重量以用于来自涡轮部段的大致整个载荷的应力和载荷，以及齿轮箱的通常较大直径，由此保持或增加发动机的径向尺寸。
更进一步地，包括减速齿轮箱的已知解决方案使齿轮箱的系统故障成为单点故障，其中来自低压涡轮机的大约100％的扭矩或动力通过齿轮箱引导到达风扇组件。在这样的布置中，齿轮箱操作的损失导致从低压涡轮机正传递到风扇组件的大致所有动力的损失，由此将发动机推力或动力输出减少到仅由发动机核心通过核心流动路径产生的量(例如，大约10％的总推力)。
所以，需要一种发动机，其可以包含减速齿轮箱，同时减少或消除齿轮箱放置和间接驱动燃气涡轮发动机组件的不利影响，例如增加的涡轮发动机包装，例如增加的直径，轴向长度，或两者，和/或传递到风扇组件的低压涡轮机动力的单点系统故障，包括弯曲转子启动，增加的停机至启动时间，和增加的冷却时间。
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施而得知。
本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其包括涡轮部段，所述涡轮部段包括沿着纵向方向与第二旋转部件相互交叉的第一旋转部件。所述第一旋转部件和所述第二旋转部件均以反向旋转布置联接到减速组件。所述第一旋转部件包括外护罩和沿着径向方向从所述外护罩向内延伸的多个外护罩翼型。连接构件将所述外护罩联接到径向延伸的第一转子。所述第二旋转部件包括内护罩和沿着径向方向从所述内护罩向外延伸的多个内护罩翼型，所述多个内护罩翼型沿着纵向方向与所述多个外护罩翼型交替布置。所述燃气涡轮发动机限定大约.0004至大约.0010英寸每磅推力之间的半径每单位推力，半径每单位推力由所述涡轮部段处的最大半径除以最大推力输出限定。
在一个实施例中，所述发动机限定从轴向中心线到所述第一旋转部件的所述外护罩的外径的所述涡轮部段处的最大半径，所述最大半径限定在大约15英寸至大约20英寸之间。
在另一实施例中，所述发动机限定从轴向中心线到所述第二旋转部件的所述内护罩翼型的外径的所述涡轮部段处的最大半径，所述最大半径限定在大约15英寸至大约20英寸之间。
在又一实施例中，所述发动机限定大约21000至大约32000磅推力之间的最大推力输出。
在各种实施例中，所述发动机限定大约91英寸至大约113英寸之间的最大长度。在一个实施例中，所述发动机限定大约7.53至大约4.55之间的所述最大长度与所述最大半径的比率。在另一实施例中，从所述风扇部段的环形入口到所述涡轮部段的最后转子级的出口限定所述最大长度。
在其它各种实施例中，所述发动机限定大约261至大约392个之间的数量的旋转翼型。在一个实施例中，所述发动机限定所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的旋转翼型与最大推力输出的比率，其中所述比率在大约.0081至大约.0187个翼型每磅推力之间的范围内。在另一实施例中，所述涡轮部段限定所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的旋转翼型的大约3至大约10个之间的级。在一个实施例中，所述涡轮部段限定所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的每一级的旋转翼型与最大推力输出的比率，并且所述比率在大约.0011至大约.0031个翼型每磅推力之间的范围内。
在又一实施例中，所述发动机限定最大长度与所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的旋转翼型的数量的比率，所述比率在大约.232至大约.435英寸每翼型之间的范围内。
在各种实施例中，所述发动机还包括联接到风扇组件和所述涡轮部段的驱动轴。所述驱动轴联接到所述减速组件和所述第一旋转部件。所述第一旋转部件和所述驱动轴在第一方向上以第一速度可旋转。所述第二旋转部件联接到所述减速组件的输入部件。所述第二旋转部件在与所述第一方向相反的第二方向上以大于所述第一速度的第二速度可旋转。
在一个实施例中，所述发动机限定从所述第一旋转部件到所述风扇组件的风扇转子的直接驱动发动机。
在另一实施例中，所述减速组件限定大约-1.5:1至大约-3:1的齿轮比的范围。
在又一实施例中，所述减速组件限定大约-1.8:1至大约-2.8:1的齿轮比的范围。
在各种实施例中，所述涡轮部段还包括布置在所述第一旋转部件的所述连接构件上游的第三旋转部件。所述第三旋转部件限定沿着径向方向向外延伸的多个第三翼型。在一个实施例中，所述第三旋转部件沿着纵向方向与所述第一旋转部件相互交叉。在另一实施例中，所述第三旋转部件限定高速涡轮转子或中速涡轮转子。所述第三旋转部件以大于所述第一旋转部件的所述第一速度和所述第二旋转部件的所述第二速度的第三速度旋转。
在其它各种实施例中，所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起限定联接到风扇转子，低压压缩机或两者的低速涡轮转子。
技术方案1.一种燃气涡轮发动机，其包括：
涡轮部段，所述涡轮部段包括沿着纵向方向与第二旋转部件相互交叉的第一旋转部件，其中所述第一旋转部件和所述第二旋转部件均以反向旋转布置联接到减速组件，
所述第一旋转部件包括外护罩和沿着径向方向从所述外护罩向内延伸的多个外护罩翼型，并且其中连接构件将所述外护罩联接到径向延伸的第一转子，
所述第二旋转部件包括内护罩和沿着径向方向从所述内护罩向外延伸的多个内护罩翼型，所述多个内护罩翼型沿着纵向方向与所述多个外护罩翼型交替布置，
所述燃气涡轮发动机限定大约.0004至大约.0010英寸每磅推力之间的半径每单位推力，半径每单位推力由所述涡轮部段处的最大半径除以最大推力输出限定。
技术方案2.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定从轴向中心线到所述第一旋转部件的所述外护罩的外径的所述涡轮部段处的最大半径，所述最大半径限定在大约15英寸至大约20英寸之间。
技术方案3.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定从轴向中心线到所述第二旋转部件的所述内护罩翼型的外径的所述涡轮部段处的最大半径，所述最大半径限定在大约15英寸至大约20英寸之间。
技术方案4.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定大约21000至大约32000磅推力之间的最大推力输出。
技术方案5.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定大约91英寸至大约113英寸之间的最大长度。
技术方案6.根据技术方案5所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定大约7.53至大约4.55之间的所述最大长度与所述最大半径的比率。
技术方案7.根据技术方案5所述的燃气涡轮发动机，其中从所述风扇部段的环形入口到所述涡轮部段的最后转子级的出口限定所述最大长度。
技术方案8.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定大约261至大约392个之间的数量的旋转翼型。
技术方案9.根据技术方案8所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的旋转翼型与最大推力输出的比率，其中所述比率在大约.0081至大约.0187个翼型每磅推力之间的范围内。
技术方案10.根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其中所述涡轮部段限定所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的旋转翼型的大约3至大约10个之间的级。
技术方案11.根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其中所述涡轮部段限定所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的每一级的旋转翼型与最大推力输出的比率，并且其中所述比率在大约.0011至大约.0031个翼型每磅推力之间的范围内。
技术方案12.根据技术方案5所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定最大长度与所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的旋转翼型的数量的比率，其中所述比率在大约.232至大约.435英寸每翼型之间的范围内。
技术方案13.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其还包括：
联接到风扇组件和所述涡轮部段的驱动轴，其中所述驱动轴联接到所述减速组件和所述第一旋转部件，所述第一旋转部件和所述驱动轴在第一方向上以第一速度可旋转，并且其中所述第二旋转部件联接到所述减速组件的输入部件，所述第二旋转部件在与所述第一方向相反的第二方向上以大于所述第一速度的第二速度可旋转。
技术方案14.根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定从所述第一旋转部件到所述风扇组件的风扇转子的直接驱动发动机。
技术方案15.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述减速组件限定大约-1.5:1至大约-3:1的齿轮比的范围。
技术方案16.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述减速组件限定大约-1.8:1至大约-2.8:1的齿轮比的范围。
技术方案17.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，所述涡轮部段还包括布置在所述第一旋转部件的所述连接构件上游的第三旋转部件，所述第三旋转部件限定沿着径向方向向外延伸的多个第三翼型。
技术方案18.根据技术方案17所述的燃气涡轮发动机，其中所述第三旋转部件沿着纵向方向与所述第一旋转部件相互交叉。
技术方案19.根据技术方案17所述的燃气涡轮发动机，其中所述第三旋转部件限定高速涡轮转子或中速涡轮转子，其中所述第三旋转部件以大于所述第一旋转部件的第一速度和所述第二旋转部件的第二速度的第三速度旋转。
技术方案20.根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起限定联接到风扇转子、低压压缩机或两者的低速涡轮转子。
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含涡轮部段和减速组件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图；
图2是图1中所示的涡轮部段和减速组件的实施例的示意性横截面图；
图3是图1中所示的涡轮部段和减速组件的另一实施例的示意性横截面图；以及
图4是图1中所示的涡轮部段和减速组件的又一实施例的示意性横截面图。
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再一实施例。因此，希望本发明涵盖此类修改和变化，所述修改和变化处于所附权利要求书及其等效物的范围内。
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，而并非意欲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通过发动机的核心流动路径从压缩机部段中的入口穿过涡轮部段的出口的大体方向。
术语“海平面”，“海平面推力输出”，“推力输出”或“推力”在本领域中公知地参考基于本领域公知的标准和条件(例如但不限于国际标准大气(ISA)或等同物)的燃气涡轮发动机的推力输出而被使用。因此，前述术语及其变型可以包括特定标准压力，温度，密度，粘度，海拔，高程和/或在定义或比较燃气涡轮发动机的推力输出时使用的其它参数。然而，“海平面”不应被解释或暗示限制于特定压力，温度，密度，粘度，海拔，高程或其它参数，并且仅用于提供本领域内的比较。因而，至少部分地基于前述术语及其变型的限制可以被理解为处于国际标准化组织(ISO)定义的ISA，但是必要时可以被转换为至少部分地基于其它标准，方法或计算的等同物。
除非另有说明，否则本文所使用的术语“最大”或其形式是指可获得的最大量或值。例如，对“最大推力”的提及是指在发动机操作期间的任何时间段内可实现的推力输出的最大量或值。另外，本文所使用的术语“最大”不排除高于或大于指定的最大量的近似，估计或舍入。
通常提供具有逆转减速组件的反向旋转涡轮机。具有逆转减速组件(reversingspeed reduction)的反向旋转涡轮机将减速组件包含到燃气涡轮发动机，同时减少或消除减速组件放置的不利影响，例如增加的涡轮发动机包装，例如直径或轴向长度，或两者，和/或减少或消除传递到风扇组件的低压涡轮机动力的单点系统故障。
具有逆转减速组件的反向旋转涡轮发动机通常包括：涡轮部段，所述涡轮部段包括沿着纵向方向与第二旋转部件相互交叉的(interdigitated)第一旋转部件；减速组件，所述减速组件邻近涡轮部段(即，在涡轮部段内或在涡轮部段的下游)，并且在输入部件处连接到与第二旋转部件连接的输入轴；以及驱动轴，所述驱动轴连接到第一旋转部件、和减速组件的输出部件。第一旋转部件包括外护罩，所述外护罩限定沿着径向方向从外护罩向内延伸的多个外护罩翼型。第一旋转部件还包括将外护罩联接到径向延伸的转子的一个或多个连接构件。第二旋转部件包括内护罩，所述内护罩限定沿着径向方向从内护罩向外延伸的多个内护罩翼型。
在各种实施例中，涡轮部段的第一旋转部件和第二旋转部件一起限定低压涡轮转子。具有逆转减速组件的反向旋转涡轮发动机通常限定从第一旋转部件到驱动轴到风扇组件的风扇转子、从第二旋转部件到输入轴到减速组件、以及从减速组件到驱动轴到风扇转子的扭矩路径。所以，扭矩路径从低压涡轮机转子限定从低压涡轮机到风扇组件的大致平行的扭矩路径。在各种实施例中，低压涡轮机转子可以将大约50％扭矩从低压涡轮机转子、经由第二旋转部件、通过减速组件分配到风扇组件，而其余部分从低压涡轮机转子、经由第一旋转部件、直接通过风扇组件所联接的驱动轴分配到风扇组件。
具有逆转减速组件的反向旋转涡轮机通常可以为发动机提供减速组件的益处，例如减小的风扇转子转速，增加的旁通比，减小的风扇压力比，降低的风扇组件噪音，减小的燃料消耗，和/或增加的发动机效率，同时进一步减少或减轻减速齿轮组件的有害影响，例如由于路由(route)通过减速组件的扭矩或动力的大小而增加的减速组件直径和/或重量。
另外，具有逆转减速组件的反向旋转涡轮机可以通过提供涡轮机和减速组件布置来进一步提高发动机效率和性能，所述涡轮机和减速组件布置允许相当的双轴齿轮配置的大致相同的轴向长度上的三轴发动机配置。所以，具有逆转减速组件的反向旋转涡轮机可以通过以更理想的操作速度操作低压涡轮机转子、通过以更理想的操作速度操作风扇组件、并且以与低压涡轮转子基本无关(例如与低压涡轮转子不成比例)的速度操作增压器或中压压缩机来进一步提高发动机效率和性能。
反向旋转涡轮发动机的相互交叉涡轮部段可以在减少重量，零件数量和/或包装(例如径向和/或轴向尺寸)的同时提高燃料效率、操作效率和/或功率输出。例如，相互交叉涡轮部段可以使风扇组件能够以增加的旁通比操作和/或使燃气涡轮发动机能够以增加的总压力比操作，由此相对于类似功率输出和/或包装的其它发动机提高燃料效率，操作效率和/或功率输出。相互交叉涡轮部段可以进一步减少固定和/或旋转翼型的数量，并且由此减少发动机包装和/或重量，同时保持或提高效率、性能或功率输出。更进一步地，相互交叉涡轮部段可以相对于包含减速组件的发动机减小轴向流动面积和转速的平方的乘积(乘积被称作“AN2”)，同时另外减小涡轮部段的每级的平均工作因数。
现在参考附图，图1是根据本公开的方面的结合有涡轮部段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以及沿着纵向方向L的上游端99和下游端98。
一般来说，发动机10可包括限定环形入口20的基本上管状的外壳体18。外壳体18包覆或以串行流动布置至少部分地流过压缩机部段21、燃烧部段26和相互交叉涡轮部段90(本文中被称作“涡轮部段90”)。在图1所示的实施例中，压缩机部段21以串联布置限定高压压缩机(HPC)24和中压压缩机(IPC)22。
风扇组件14布置在压缩机部段21的前部或上游99。风扇组件14包括风扇转子15。风扇转子15包括一个或多个风扇级41，其中每个风扇级41限定多个叶片42，所述叶片联接到风扇转子15并在径向方向R上从风扇转子15向外延伸。在一个实施例中，如图1中所示，风扇转子15限定单个风扇级或多个叶片42的单个周向相邻布置。在各种其它实施例中，风扇组件14还可以限定多个级41，例如包括低压压缩机(LPC)。风扇转子15，并且在进一步限定LPC的各种实施例中，一起围绕轴向中心线12可旋转。环形风扇壳体或机舱44周向环绕风扇组件14的至少一部分和/或外壳体18的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可以通过多个周向间隔的出口导向叶片或支柱46相对于外壳体18支撑。机舱44的至少一部分可以在外壳体18的外部分上(在径向方向R上)延伸以便在它们之间限定旁路气流通道48。
在发动机10的操作期间，如图1-4中共同所示，由箭头74示意性指示的空气体积通过机舱和/或风扇组件14的相关入口76进入发动机10。当空气74通过风扇组件14的叶片42时，由箭头78示意性指示的空气的一部分被引导或路由到旁路气流通道48中，而由箭头80示意性指示的空气的另一部分被引导或通过风扇组件14。空气80在其朝着燃烧部段26流动通过压缩机部段21时逐渐被压缩。
如箭头82示意性所示，现在压缩的空气流入燃烧部段26(燃料在所述燃烧部段中引入)与压缩空气82的至少一部分混合，并且点燃以形成燃烧气体86。燃烧气体86流入涡轮部段90，使涡轮部段90的旋转构件旋转并支持压缩机部段21和/或风扇组件14中的相应联接的旋转构件的操作。
现在参考图2，大体上提供发动机10的涡轮部段90的示例性实施例。涡轮部段90包括沿着纵向方向L与第二旋转部件120相互交叉的第一旋转部件110。第一旋转部件110包括外护罩114，所述外护罩限定沿着径向方向R从外护罩114向内延伸的多个外护罩翼型118。第一旋转部件110还包括将外护罩114联接到大致径向延伸的第一转子113的一个或多个连接构件116。连接构件116可以限定包括前缘、后缘、压力侧和吸力侧的翼型。连接构件116还可以限定叶片(例如，围绕轴向中心线12旋转)。第二旋转部件120包括内护罩112，所述内护罩限定沿着径向方向R从内护罩112向外延伸的多个内护罩翼型119。在各种实施例中，第二旋转部件120还包括大致径向延伸的第二转子115，内护罩112附接到所述第二转子。第二旋转部件120的径向延伸的转子115可以进一步附接到大致沿着纵向方向L延伸的输入轴121。在各种实施例中，内护罩112和/或外护罩114由限定轴向或纵向流动路径(例如通过发动机10从上游端99到下游端98的压缩空气82和燃烧气体86的核心流动路径70的一部分)的多个毂、盘或鼓形成或限定。
在如图2所示的一个实施例中，第二旋转部件120布置在第一旋转部件110的连接构件116的后部或下游98。第一旋转部件110的外护罩114在连接构件116的后部或下游98延伸。多个外护罩翼型118沿着径向方向R向内延伸并且在从内护罩112沿着径向方向R向外延伸的多个内护罩翼型119之间相互交叉。
在图2所示的实施例中，涡轮部段90沿着纵向方向从上游99到下游98以串行流动布置限定第一旋转部件110的连接构件116，第二旋转部件120和第一旋转部件110。在各种实施例中，第一和第二旋转部件110、120可以从第一旋转部件110到第二旋转部件120相互交叉地连续。例如，在一个实施例中，第一和第二旋转部件110、120可以一起限定旋转翼型的至少三个级(例如，连接构件116、第二旋转部件120、和第一旋转部件110的外护罩翼型118)。在另一实施例中，第一和第二旋转部件110、120一起限定旋转翼型的三至十个之间的级或排。
发动机10还包括邻近涡轮部段90的减速组件45。减速组件45包括输入部件47和输出部件49。输入轴121连接到输入部件47并向减速组件45提供动力。第二旋转部件120联接到输入轴121并向减速组件45提供动力。在一个实施例中，减速组件45沿着径向方向R布置在涡轮部段90内。在另一实施例中，减速组件45朝着发动机10的下游端98布置。例如，减速组件45可以朝着涡轮部段90的下游端98布置。作为另一示例，减速组件45布置在排气框架150内的涡轮部段90的下游。
参考图1和2，发动机10还包括在纵向方向L上延伸的驱动轴36。驱动轴36连接到减速组件45的输出部件49。第一旋转部件110的转子113联接到驱动轴36。如图2中所示，减速组件45在下游端98处联接到驱动轴36。第一旋转部件110在驱动轴36的上游端99和下游端98之间联接到驱动轴36。
在一个实施例中，驱动轴36限定在发动机10的下游端98处附接到减速组件45的联接件37。联接件37可以限定为从驱动轴36的轴向延伸部分大致在径向方向R上延伸。在各种实施例中，联接件37可以限定弹簧性质以吸收从减速组件45到风扇组件14、或从风扇组件14到减速组件45的动力或扭矩的间歇变化，例如，挠性联接件。在一个实施例中，联接件37还限定相对于驱动轴36的轴向延伸部分和/或减速组件45的可剪切材料。例如，联接件37可以限定驱动轴36的一部分，其设计成在等于或高于临界载荷时从减速组件45破坏，剪切或以其它方式释放驱动轴36。临界载荷可以对应于在故障事件(例如，异物碎片撞击，风扇叶片脱落，风扇转子故障等)之后由风扇组件14施加到驱动轴36上的载荷。替代地或附加地，临界载荷可以对应于在减速组件45旋转的故障之后由减速组件45施加到驱动轴36上的载荷。例如，临界载荷可以对应于当减速组件45和/或第二旋转部件120未能旋转时从第一旋转部件110施加到驱动轴36的载荷。在各种实施例中，第二旋转部件120和/或减速组件45的旋转的故障可以导致驱动轴36在联接件37处从减速组件45释放，由此能够单独经由第一旋转部件110旋转风扇组件14。
关于图1和2示出和描述的发动机10可以限定从第一旋转部件110到驱动轴36以及从驱动轴36到风扇组件14的风扇转子15的扭矩路径。更进一步地，发动机10可以限定从第二旋转部件120到输入轴121、从输入轴121到减速组件45、以及从减速组件45到驱动轴36到风扇转子15的扭矩路径。
在各种实施例中，第一旋转部件110在第一方向161上旋转，并且第二旋转部件120在与第一方向161相反的第二方向162上旋转。第一旋转部件110和第一旋转部件110经由驱动轴36联接到的减速组件45的输出部件49在第一方向161上旋转，经由输入轴121联接到减速组件45的输入部件47的第二旋转部件120在第二方向162上旋转。因而，在图2所示的实施例中，减速组件45配置为逆转减速组件。
在各种实施例中，减速组件45限定多个齿轮，其中输入部件47和/或输入部件47附接到的输入轴121以大于从减速组件45接收动力的输出部件49或驱动轴36的速度旋转。因而，第二旋转部件120以大于第一旋转部件110的速度旋转。另外，第二旋转部件120以大于第一旋转部件110的速度在与第一旋转部件110相反的方向上旋转。
在发动机10的各种实施例中，减速组件45限定约-1.5:1至约-3:1的齿轮比的范围。例如，在一个实施例中，减速组件45限定逆转减速组件，其中对于输出部件49在与输入部件47相反的方向上的每次旋转，输入部件47旋转大约1.5倍。
在其它实施例中，减速组件45限定约-1.8:1至约-2.8:1的齿轮比的范围。例如，在一个实施例中，减速组件45限定逆转减速组件，其中对于输出部件49在与输入部件47相反的方向上的每次旋转，输入部件47旋转大约2.8倍。
仍然参考图2，发动机10还可以包括布置在第一和第二旋转部件110、120的后部或下游98的排气框架150。排气框架150限定在径向方向R上延伸的一个或多个排气轮叶152。排气框架150还限定沿着径向方向R向内延伸的支撑结构154。支撑结构154大体上限定限定一个或多个紧固位置的环形壳体。后部安装的减速组件45在支撑结构154处静态地联接到排气框架。
在各种实施例中，排气框架150还包括帽156，所述帽覆盖或隐藏排气框架150内的减速组件45以免于外部观察和环境条件。相比于其中通常移除风扇组件以接近减速组件的前部安装的减速组件配置(例如，在风扇组件或LPC内)，可以移除帽156以提供相对快速地接近减速组件45，接近驱动轴36或接近邻近发动机10的无阻碍的后部、外部部分的具有后部安装的减速组件45的发动机10的其它部件。
返回参考图1和2，在各种实施例中，第一和第二旋转部件110、120一起限定低压涡轮(LPT)转子。在这样的实施例中，驱动轴36限定与风扇组件14的风扇转子15连接并且可与其旋转的低压(LP)轴。风扇组件14由第一旋转部件110和第二旋转部件120共同驱动。通过将发动机10布置成使得第一旋转部件110直接联接到与风扇转子15联接的驱动轴36，并且通过将第二旋转部件120布置成联接到在输出部件49处联接到驱动轴36的减速组件45，在一个实施例中，第一旋转部件110传递用于风扇组件14的旋转的动力或扭矩的大约25％至大约75％。在另一实施例中，第二旋转部件120传递用于风扇组件14的旋转的动力或扭矩的大约30％至大约60％，其中第二旋转部件120通过减速组件45将动力或扭矩传递到驱动轴36至风扇组件14。另外，由于相对于前部安装的减速组件燃气涡轮发动机(例如安装在风扇组件处或内的减速组件)相对低的流动路径速度，减少的翼型数量(即旋转部件之间的移除的固定轮叶)，和/或LPT转子的减小纵向尺寸，相互交叉第一和第二旋转部件110、120以限定LPT转子导致效率和性能益处。
现在参考图2-4，在一个实施例中，包括限定第一旋转部件110和第二旋转部件120的涡轮部段90以及减速组件45的发动机10限定在一个或多个转子的外径处的涡轮部段的最大半径RR(如图2-4中所示)。例如，在图2所示的实施例中，从轴向中心线12到围绕第二涡轮部件120的多个内护罩翼型119的第一旋转部件110的外护罩114的外径限定最大半径RR。在未示出的其它实施例中，从轴向中心线12到多个内护罩翼型119的外径限定最大半径RR，其中第二旋转部件120的多个内护罩翼型119的至少一个级限定大于第一旋转部件110的外护罩114的半径。
在一个实施例中，对于限定大约21000至大约32000磅推力之间的最大推力输出TT的燃气涡轮发动机，发动机10限定大约15英寸至大约20英寸之间的最大半径RR。
在其它各种实施例中，包括大体上在本文提供的涡轮部段90的各种实施例的发动机10限定半径每单位推力(a radius per unit thrust)。半径每单位推力定义为
在一个实施例中，包括大体上在图1-4中提供的涡轮部段90的各种实施例的发动机10限定大约.0004至大约.0010英寸每磅推力之间的半径每单位推力。
现在参考图1，在另一实施例中，包括本文所述的涡轮部段90的各种实施例的发动机10限定最大长度LL。从发动机10的最上游点(例如，最接近上游端99)到发动机10的最下游点(例如，最接近下游端98)限定最大长度LL。在各种实施例中，从发动机10的涡轮机械的最上游端到最下游端限定最大长度LL，其中涡轮机械被限定为风扇部段14，压缩机部段21，燃烧器部段26，和涡轮部段90。例如，可以从风扇组件14的叶片42的外半径的最上游点到涡轮部段90的最后级转子的最下游端限定发动机10的涡轮机械的最上游端。
在一个实施例中，对于限定大约21000至大约32000磅推力之间的最大推力输出的发动机10，发动机10限定大约91英寸至大约113英寸之间的最大长度LL。
现在参考图1-4，在其它各种实施例中，包括本文所述的涡轮部段90的各种实施例的发动机10限定大约5.65的发动机10的最大长度LL与最大半径RR的比率。在另一实施例中，发动机10限定大约6.07的最大长度LL与最大半径RR的比率。
在另外的其它实施例中，发动机10可以限定大约7.53的最大长度LL与最大半径RR的比率。在又一实施例中，发动机10限定大约4.55的最大长度LL与最大半径RR的比率。
在又一实施例中，发动机10限定大约21000至大约32000磅推力之间的最大推力。第一旋转部件110和第二旋转部件120一起限定大约261至大约392个之间的旋转翼型。在一个实施例中，发动机10限定第一旋转部件110和第二旋转部件120一起的旋转翼型与最大推力输出的比率，其中该比率在大约.0081至大约.0187个翼型每磅推力(airfoils perpound of thrust)之间的范围内。
在其它各种实施例中，发动机10限定在涡轮部段90内的旋转翼型的大约3至10个之间的级。在一个实施例中，发动机10和涡轮部段90限定第一旋转部件110和第二旋转部件120一起的每个级的旋转翼型的比率，其中该比率在大约.0011至大约.0031个翼型每磅推力之间的范围内。
在另一实施例中，发动机10限定最大长度LL与第一旋转部件110和第二部件120一起的每个级的旋转翼型的数量的比率。在一个实施例中，发动机10限定约.232至约.435英寸每翼型之间的比率。
例如，本文大体上提供的减速组件45能够实现涡轮部段90的减小半径，减少的翼型数量(例如，旋转翼型116、118、119的更少级，减少或消除固定翼型等)，以及涡轮部段90内的翼型的更少总纵向间隔级，以便减小发动机10的最大长度LL。
在本文所述的各种实施例中，发动机10可以限定从驱动轴36到风扇组件14的直接驱动。例如，如本文所述的涡轮部段90可以消除或移除减速齿轮箱和风扇组件之间的联接轴。发动机10可以进一步减轻或消除与弯曲转子、停机和启动之间的增加冷却时间、增加的马达冷却时间、以及停机之后的延迟启动相关的问题。此外，本文描述的发动机10的实施例可以提供直接驱动配置的前述益处中的一个或多个，并且还提供如本文大体上提供的翼型数量，长度，半径和推力输出。
更进一步地，大体上提供的发动机10和涡轮部段90的各种实施例相对于已知的间接驱动减速燃气涡轮发动机或直接驱动燃气涡轮发动机，对比推力输出减少发动机包装(例如，最大长度LL，最大半径RR，或两者)。另外，本文大体上提供的反转速减速组件45能够相对于已知的直接驱动燃气涡轮发动机以一半或更少的翼型执行等效或更大量的工作。
仍然参考图3，涡轮部段90还包括布置在第一旋转部件110的一个或多个连接构件116的前部或上游99的第三旋转部件130。第三旋转部件130包括沿着径向方向R向外延伸的多个第三翼型132。在一个实施例中，第三旋转部件130布置在第一和第二旋转部件110、120的前部或上游99。在各种实施例中，第三旋转部件130布置在第一旋转部件110的连接构件116的沿着纵向方向L的前部或上游99。
现在参考图3和4中所示的涡轮部段90的示例性实施例，第一旋转部件110的外护罩114进一步沿着纵向方向L在连接构件116的前部或上游99延伸。外护罩114还包括沿着径向方向R向内延伸并且在第三旋转部件130之间相互交叉的多个外护罩翼型118，例如沿着径向方向R从第三旋转部件130向外延伸的多个第三旋转翼型132。
参考图3所示的实施例，涡轮部段90可以将第三旋转部件130限定为单级，其中第一旋转部件110的外护罩114在第三旋转部件130的前部或上游99延伸。在这样的实施例中，涡轮部段90沿着纵向方向L从上游99到下游98以串行流动布置限定限定第一旋转部件110的第一级，限定第三旋转部件130的第二级，以及限定第一旋转部件110的连接构件116的第三级。在各种实施例中，第三旋转部件130可以限定高速涡轮转子或中速涡轮转子。第三旋转部件130以大于第一旋转部件110的第一速度和第二旋转部件120的第二速度的第三速度旋转。
参考图3，第三旋转部件130可以限定HPT组件的HPT转子，其中作为HPT转子的第三旋转部件130与高压(HP)轴34驱动地连接并且可与其旋转。HP轴34连接到HPC 24，其由涡轮部段90的第三旋转部件130驱动旋转。
在另一实施例中，第三旋转部件130可以限定IPT组件的IPT转子，其中作为IPT转子的第三旋转部件130与中压(IP)轴35驱动地连接并且可与其旋转。IP轴35连接到IPC 22，其由涡轮部段90的第三旋转部件130驱动旋转。
在图4所示的实施例中，第一旋转部件110在第三旋转部件130的两个旋转级之间相互交叉。因而，在图4所示的示例性实施例中，涡轮部段90沿着纵向方向L从上游99到下游98以串行流动布置限定限定第三旋转部件130的第一级，限定第一旋转部件110的第二级，限定第三旋转部件130的第三级，以及限定第一旋转部件110的连接构件116的第四级。
在图4所示的实施例中，发动机10和涡轮部段90还可以包括布置在第一，第二和第三旋转部件110、120、130的前部或上游99的第四旋转部件135。在各种实施例中，第四旋转部件135可以限定HPT转子。此外，第三旋转部件130可以限定IPT转子。
仍然参考图4，涡轮部段90还可以包括布置在一个或多个连接构件116的前部或上游99的涡轮轮叶组件140。涡轮轮叶组件140可以以周向布置限定多个固定翼型(即叶片)。在一个实施例中，涡轮轮叶组件140沿着纵向方向L布置在多个外护罩翼型118的前部或上游99。例如，涡轮轮叶组件140可以限定朝着燃烧部段26的下游端98的第一涡轮叶片或喷嘴68。在其它实施例中，涡轮轮叶组件140布置在第四旋转部件135和其它旋转部件(例如第一，第二或第三旋转部件110、120、130)之间。在另外的其它实施例中，涡轮轮叶组件140可以沿着纵向方向L限定在第三旋转部件130之间。例如，代替在连接构件116的前部或上游延伸的第一旋转部件110，涡轮轮叶组件140可以布置在两个第三旋转部件130的级之间。
参考图2-4，在各种实施例中，第三旋转部件130可以在与第一旋转部件110相反的方向上旋转(即，反向旋转)。例如，第一旋转部件110可以配置成在第一方向161上旋转，并且第二和第三旋转部件120、130可以配置成在与第一方向161相反的第二方向162上旋转。在各种实施例中，第四旋转部件135可以配置成在第一方向161或第二方向162上旋转，与第一旋转部件110共同旋转或反向旋转。
本文所示和所述的发动机10和涡轮部段90可以通过在保持或减少重量、零件数量和/或包装的同时提供改善的燃料效率、操作效率和/或功率输出来改进现有的涡轮部段。在第二和/或第三旋转部件120、130之间相互交叉的第一旋转部件110的多个外护罩翼型118可以通过移除每个旋转部件之间的固定翼型的级来减少包装并减少零件数量。另外，涡轮部段90可以提供与减速组件相当的效率益处，而不会增加发动机10的重量或尺寸(例如，轴向长度)。此外，涡轮部段90可以通过减少对冷却空气的需求来提高发动机10的效率，冷却空气通常从压缩机部段21提取并通常被认为从发动机10去除潜在的推进能量。
现在参考关于图1-4示出和描述的实施例，涡轮部段90的每个级可以构造为安装到鼓或毂中的单独的叶片，或整体叶片转子(integrally bladed rotors)(IBRs)或叶片盘，或其组合。叶片、毂或装有叶片的盘可由陶瓷基质复合物(CMC)材料和/或适合于燃气涡轮发动机热部段的金属形成，金属例如但不限于，镍基合金、钴基合金、铁基合金或钛基合金，所述合金中的每一个可包括但不限于铬、钴、钨、钽、钼和/或铼。例如，在一个实施例中，多个外护罩翼型118的至少一部分限定陶瓷或CMC材料。
涡轮部段90或其部分或部分的组合，包括内护罩112，外护罩114，连接构件116，多个外护罩翼型118和/或多个内护罩翼型119，可以使用增材制造或3D打印、或铸造、锻造、机加工、或由3D打印模具形成的铸件或其组合来形成。可使用例如螺母、螺栓、螺钉、销钉或铆钉等紧固件或使用例如焊接、粘合、摩擦或扩散粘合等接合方法或紧固件和/或接合方法的组合来机械地接合涡轮部段90或其部分，例如转子110、120、130、135的级、外护罩114、内护罩112和其它部分。
本文中所描述且在图1-4中所示出的系统和方法可减少燃料消耗、增加可操作性、提高发动机性能和/或动力输出，同时维持或减小重量、零件数和/或包装(例如径向和/或轴向尺寸)。本文中所提供的系统和方法可允许优于例如涡轮风扇的现有燃气涡轮发动机构造，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包装。本文中所描述的系统和方法可提高旁路比和/或总压力比且由此增加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固定翼型(例如，HPT或IPT轮叶)来增加总体燃气涡轮发动机效率。另外，本文提供的系统可以通过相比于类似功率输出的燃气涡轮发动机将旋转和/或固定翼型数量(例如叶片和/或轮叶)减少大约40％或更多来减少燃气涡轮发动机的包装和重量，因此提高效率。
具有逆转减速组件45的反向旋转涡轮发动机10大体上限定从第一旋转部件110到驱动轴36到风扇组件14的风扇转子15、从第二旋转部件120到输入轴121到减速组件45、以及从减速组件45到驱动轴36到风扇转子15的扭矩路径。在各种实施例中，经由大致沿着径向方向R延伸的转子113从第一旋转部件110到驱动轴36限定扭矩路径。在其它各种实施例中，经由大致沿着径向方向R延伸的转子115从第二旋转部件120到输入轴121限定扭矩路径。所以，扭矩路径从低压涡轮机转子限定从低压涡轮机(统称为第一和第二旋转部件110、120)到风扇组件14的大致平行的扭矩路径。在各种实施例中，低压涡轮机转子可以将大约50％扭矩从低压涡轮机转子，经由第二旋转部件120，通过减速组件45分配到风扇组件14，而其余部分从低压涡轮机转子，经由第一旋转部件110，直接通过风扇组件14所联接的驱动轴36分配到风扇组件14。
其中大约50％的动力或扭矩传递通过减速组件45的本文描述和示出的发动机10因此可以将减速组件45限定为与已知的一体驱动涡轮风扇配置相比更小，其中大致100％的LPT转子动力和扭矩从LPT转子串行传递到风扇组件，包括风扇或LPC转子的一个或多个级。更进一步地，由于减速组件45相比于类似推力输出和/或尺寸、旁通比、总压力比或风扇压力比的齿轮传动发动机或减速配置传递更少的动力或扭矩，因此减速组件45受到减少的磨损和应力，并且因此可以降低与齿轮传动涡轮风扇配置相关的故障风险。此外，由于减速组件45传递更少的动力或扭矩，因此减速组件45尺寸的减小使得能够在不增加发动机直径的情况下实现齿轮传动发动机配置的优点。
另外，由于发动机10限定从第一旋转部件110和第二旋转部件120到风扇组件14的至少平行的扭矩路径，因此减速组件45的故障模式相对于已知的齿轮传动发动机配置得以减轻。例如，导致减速组件45操作的损失的事件，例如但不限于到减速组件45的油流或压力的损失，可能导致减速组件45和第二旋转部件120失去旋转(即，变为静止)，由此剪切或以其它方式从减速组件45释放驱动轴36并使动力或扭矩的至少一部分能够从第一旋转部件110传递到风扇组件14。
具有逆转减速组件的反向旋转涡轮机通常可以为发动机提供减速组件的益处，例如减小的风扇转子转速，增加的旁通比，减小的风扇压力比，降低的风扇组件噪音，减小的燃料消耗，和/或增加的发动机效率，同时进一步减少或减轻减速齿轮组件的有害影响，例如由于路由通过减速组件的扭矩或动力的大小而增加的减速组件直径和/或重量。
另外，具有逆转减速组件的反向旋转涡轮机可以通过提供涡轮机和减速组件布置来进一步提高发动机效率和性能，所述涡轮机和减速组件布置允许相当的双轴齿轮配置的大致相同的轴向长度上的三轴发动机配置。所以，具有逆转减速组件的反向旋转涡轮机可以通过以更理想的操作速度操作低压涡轮机转子，通过以更理想的操作速度操作风扇组件，并且以与低压涡轮转子基本无关(例如与低压涡轮转子不成比例)的速度操作增压器或中压压缩机来进一步提高发动机效率和性能。
更进一步地，在图1-4中示出并且在本文中描述的系统可以相对于包含前部安装的减速组件(例如靠近风扇组件或在风扇组件内)的燃气涡轮发动机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”)。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(即旋转翼型的每个级上所需平均负载量)。然而，通过在第二旋转部件120的一个或多个级之间相互交叉第一旋转部件110，本文中所描述的系统和方法可以减小AN2，同时还减小平均级功系数且维持涡轮部段90的轴向长度(与类似推力输出和包装的发动机比较)。因此，第一旋转部件110可以增加翼型的旋转级的数量，同时减小平均级功系数，且因此减小AN2，同时减少轴向长度的增加以产生类似的AN2值。第一旋转部件110可以相对于类似功率输出和/或包装的燃气涡轮发动机的涡轮部段而进一步减小AN2，同时额外减少在涡轮部段90中旋转和固定的翼型的总数量。
本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳方式，并且还使所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书限定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。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：
涡轮部段，所述涡轮部段包括沿着纵向方向与第二旋转部件相互交叉的第一旋转部件，其中所述第一旋转部件和所述第二旋转部件均以反向旋转布置联接到减速组件，
所述第一旋转部件包括外护罩和沿着径向方向从所述外护罩向内延伸的多个外护罩翼型，并且其中连接构件将所述外护罩联接到径向延伸的第一转子，
所述第二旋转部件包括内护罩和沿着径向方向从所述内护罩向外延伸的多个内护罩翼型，所述多个内护罩翼型沿着纵向方向与所述多个外护罩翼型交替布置，
所述燃气涡轮发动机限定大约.0004至大约.0010英寸每磅推力之间的半径每单位推力，半径每单位推力由所述涡轮部段处的最大半径除以最大推力输出限定。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定从轴向中心线到所述第一旋转部件的所述外护罩的外径的所述涡轮部段处的最大半径，所述最大半径限定在大约15英寸至大约20英寸之间。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定从轴向中心线到所述第二旋转部件的所述内护罩翼型的外径的所述涡轮部段处的最大半径，所述最大半径限定在大约15英寸至大约20英寸之间。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定大约21000至大约32000磅推力之间的最大推力输出。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定大约91英寸至大约113英寸之间的最大长度。
6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定大约7.53至大约4.55之间的所述最大长度与所述最大半径的比率。
7.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其中从所述风扇部段的环形入口到所述涡轮部段的最后转子级的出口限定所述最大长度。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定大约261至大约392个之间的数量的旋转翼型。
9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其中所述发动机限定所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的旋转翼型与最大推力输出的比率，其中所述比率在大约.0081至大约.0187个翼型每磅推力之间的范围内。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其中所述涡轮部段限定所述第一旋转部件和所述第二旋转部件一起的旋转翼型的大约3至大约10个之间的级。
CN201811092490.7A 2017-09-20 2018-09-19 燃气涡轮发动机 Active CN109519238B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/709,651 US10815881B2 (en) 2017-09-20 2017-09-20 Counter rotating turbine with reversing speed reduction assembly
US15/709,651 2017-09-20

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109519238A true CN109519238A (zh) 2019-03-26
CN109519238B CN109519238B (zh) 2022-03-18

Family

ID=63557287

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811092490.7A Active CN109519238B (zh) 2017-09-20 2018-09-19 燃气涡轮发动机

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10815881B2 (zh)
EP (1) EP3460182A1 (zh)
JP (1) JP2019078261A (zh)
CN (1) CN109519238B (zh)
BR (1) BR102018068387A2 (zh)
CA (1) CA3016743A1 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112431674A (zh) * 2019-08-08 2021-03-02 通用电气公司 具有换向减速齿轮箱的反向旋转涡轮
CN112431674B (zh) * 2019-08-08 2024-06-07 通用电气公司 具有换向减速齿轮箱的反向旋转涡轮

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150377123A1 (en) * 2007-08-01 2015-12-31 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11174916B2 (en) 2019-03-21 2021-11-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft engine reduction gearbox
JP7356397B2 (ja) 2020-04-17 2023-10-04 三菱重工業株式会社 高温部品及び回転機械
US20220090512A1 (en) * 2020-09-18 2022-03-24 Ge Avio Srl Turbomachine
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11268453B1 (en) 2021-03-17 2022-03-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Lubrication system for aircraft engine reduction gearbox
CN113931872B (zh) * 2021-12-15 2022-03-18 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机压气机的双层鼓筒加强型转子结构
US20230374935A1 (en) * 2022-05-18 2023-11-23 General Electric Company Counter-rotating turbine

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4860537A (en) * 1986-08-29 1989-08-29 Brandt, Inc. High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine
US4969325A (en) * 1989-01-03 1990-11-13 General Electric Company Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine
EP1825111A1 (en) * 2004-12-01 2007-08-29 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine
US7451592B2 (en) * 2004-03-19 2008-11-18 Rolls-Royce Plc Counter-rotating turbine engine including a gearbox
EP2085586A2 (en) * 2008-01-25 2009-08-05 United Technologies Corporation Low pressure turbine and corresponding gas turbine engine
US20100154384A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Jan Christopher Schilling Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
US20130081374A1 (en) * 2007-08-14 2013-04-04 Rollin George Giffin Counter-rotatable fan gas turbine engine with axial flow positive displacement worm gas generator
US20130219856A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Gabriel L. Suciu Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to mid turbine frame
EP3112613A1 (en) * 2015-07-01 2017-01-04 United Technologies Corporation Geared turbofan fan turbine engine architecture

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB594206A (en) 1945-06-28 1947-11-05 David Macleish Smith Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion
DE3738703A1 (de) 1987-05-27 1988-12-08 Mtu Muenchen Gmbh Kombiniertes, umschaltbares strahltriebwerk zum antrieb von flugzeugen und raumfahrzeugen
DE3812027A1 (de) 1988-04-11 1989-10-26 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
US7685808B2 (en) 2005-10-19 2010-03-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7882693B2 (en) 2006-11-29 2011-02-08 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US8935913B2 (en) 2012-01-31 2015-01-20 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US9028200B2 (en) 2012-02-29 2015-05-12 United Technologies Corporation Counter rotating low pressure turbine with splitter gear system
US9022725B2 (en) 2012-02-29 2015-05-05 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
EP2811120B1 (en) 2013-06-03 2017-07-12 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4860537A (en) * 1986-08-29 1989-08-29 Brandt, Inc. High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine
US4969325A (en) * 1989-01-03 1990-11-13 General Electric Company Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine
US7451592B2 (en) * 2004-03-19 2008-11-18 Rolls-Royce Plc Counter-rotating turbine engine including a gearbox
EP1825111A1 (en) * 2004-12-01 2007-08-29 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine
US20130081374A1 (en) * 2007-08-14 2013-04-04 Rollin George Giffin Counter-rotatable fan gas turbine engine with axial flow positive displacement worm gas generator
EP2085586A2 (en) * 2008-01-25 2009-08-05 United Technologies Corporation Low pressure turbine and corresponding gas turbine engine
US20100154384A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Jan Christopher Schilling Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
US20130219856A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 Gabriel L. Suciu Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to mid turbine frame
EP3112613A1 (en) * 2015-07-01 2017-01-04 United Technologies Corporation Geared turbofan fan turbine engine architecture

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
马杰伟: "火箭发动机的正反转涡轮设计", 《火箭推进》 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112431674A (zh) * 2019-08-08 2021-03-02 通用电气公司 具有换向减速齿轮箱的反向旋转涡轮
CN112431674B (zh) * 2019-08-08 2024-06-07 通用电气公司 具有换向减速齿轮箱的反向旋转涡轮

Also Published As

Publication number Publication date
EP3460182A1 (en) 2019-03-27
BR102018068387A2 (pt) 2019-05-07
US10815881B2 (en) 2020-10-27
CA3016743A1 (en) 2019-03-20
US20190085766A1 (en) 2019-03-21
CN109519238B (zh) 2022-03-18
JP2019078261A (ja) 2019-05-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110475955A (zh) 具有可逆减速齿轮箱的反向旋转涡轮
CN109519238A (zh) 燃气涡轮发动机
US10823114B2 (en) Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10801442B2 (en) Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly
EP2543867B1 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
CN110199091B (zh) 具有交错型涡轮区段的双转轴式燃气涡轮发动机
EP2809579B1 (en) Fan stagger angle for geared gas turbine engine
EP3415728B1 (en) Gas turbine engine with rotating reversing compound gearbox
CN110199099A (zh) 交错型反向旋转式涡轮系统和操作方法
CN109519283A (zh) 用于齿轮涡轮区段的润滑系统
CN110177921B (zh) 具有交错型涡轮区段的三转轴式燃气涡轮发动机
US9121412B2 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
CN110541759B (zh) 用于燃气涡轮发动机的齿轮组件安装
CN110199090A (zh) 用于旋转涡轮框架的隔热结构
CN110300838A (zh) 用于外径安装型涡轮叶片的热结构
CN109519223A (zh) 用于燃气涡轮发动机的可旋转转矩框架
CN111608953A (zh) 用于气体涡轮引擎的冰晶体防护
CN115450952B (zh) 具有反向旋转叶片排的压缩机
CN112431674A (zh) 具有换向减速齿轮箱的反向旋转涡轮

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant