CN110199091B - 具有交错型涡轮区段的双转轴式燃气涡轮发动机 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其限定纵向方向、径向方向和周向方向，并且其中燃气涡轮发动机沿着纵向方向限定上游端和下游端。燃气涡轮发动机包括涡轮区段，该涡轮区段包括第一旋转构件和第二旋转构件。第一旋转构件包括内护罩和沿径向方向在内护罩的外侧的外护罩。外护罩限定多个外护罩翼型件，多个外护罩翼型件沿着径向方向在外护罩的内侧延伸。第一旋转构件进一步包括联接内护罩和外护罩的至少一个连接翼型件。第二旋转构件沿着纵向方向在第一旋转构件的一个或多个连接翼型件的上游。第二旋转构件包括沿径向方向向外延伸的多个第二翼型件。第一旋转构件在第二旋转构件的上游限定多个外护罩翼型件的至少一个级。

Description

具有交错型涡轮区段的双转轴式燃气涡轮发动机
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，本主题涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮区段。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括在燃烧区段的下游的涡轮区段，涡轮区段能够与压缩机区段一起旋转以使燃气涡轮发动机旋转并操作来产生功率，诸如推进推力。一般的燃气涡轮发动机设计标准通常包括必须平衡或折衷的相冲突的标准，包括在维持或减小重量、部件数量和/或包装(即，发动机的轴向和/或径向尺寸)的同时提高燃料效率、操作效率和/或功率输出。
常规的燃气涡轮发动机大体上包括涡轮区段，其限定与中压涡轮和/或低压涡轮成串行流布置的高压涡轮。高压涡轮包括在燃烧区段与高压涡轮转子之间的入口或喷嘴导叶。常规上，与涡轮的第一旋转级(其大体上被限定为高压涡轮转子)的速度(例如，沿着周向或切向方向)相比，离开燃烧区段的燃烧气体限定相对低的速度。因而，常规上，喷嘴导叶用于使离开燃烧区段的燃烧气体的流加速，以较接近地匹配或超过沿着切向或周向方向的高压涡轮转子速度。已知使用喷嘴导叶来使流进行这样的加速以匹配或超过高压涡轮转子速度会改进一般发动机的可操作性和性能。
此外，常规的燃气涡轮发动机的涡轮区段大体上包括固定翼型件和旋转翼型件(或相应地，导叶和叶片)的连续排或级。这种常规的构造大体上调节进入和离开导叶和叶片的各级的燃烧气体的流。然而，常规的涡轮区段且尤其是固定翼型件(即，导叶和喷嘴导叶)需要相当大的量和质量的冷却空气来减轻由于热燃烧气体而造成的损坏。例如，大体上，喷嘴导叶设计成承受沿着环状空间的最高燃烧气体温度(即，热点)，该温度可显著地大于沿着环状空间的平均燃烧气体温度。因而，常规的发动机设计成使用显著的量或质量的来自压缩机区段的冷却空气或来自燃烧区段的未燃烧空气来减轻喷嘴导叶的结构损坏、磨损、劣化并最终减少其维护和修理。然而，该冷却空气通过移除原本可在燃烧中使用以驱动涡轮、压缩机和风扇的能量而不利地影响总体的发动机效率、性能、燃料消耗和/或可操作性。更进一步，当确定针对燃气涡轮发动机的维护和修理间隔时，喷嘴导叶通常是限制性构件，从而限制总体的发动机性能和效率。
改进涡轮区段的效率的已知解决方案是使涡轮区段的转子(即，旋转翼型件或叶片的连续排或级)交错(interdigitate)。例如，已知的解决方案是沿着纵向方向从上游端至下游端以串行流布置将涡轮区段构造成具有喷嘴导叶、高压涡轮转子、另一涡轮导叶级(即，固定翼型件)以及与低压涡轮交错的中压涡轮。另一已知的解决方案是以串行流布置将涡轮区段构造成具有喷嘴导叶、高压涡轮转子和其后的多级交错的转子(包括低压涡轮转子、中压涡轮转子或高压涡轮转子)。
然而，尽管存在多种已知的解决方案，但仍存在对于包括可实现额外的交错级的涡轮区段的发动机的需要。更进一步，尽管存在多种已知的解决方案，但仍存在对于如下的涡轮区段的需要：可进一步减少冷却空气消耗，提高发动机效率、性能和/或可操作性，和/或减小部件数量、重量和/或包装(即，轴向和/或径向尺寸)。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中得到部分阐述，或可根据描述而显而易见，或可通过实践本发明而认识到。
本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其限定纵向方向、径向方向和周向方向，并且其中燃气涡轮发动机沿着纵向方向限定上游端和下游端。燃气涡轮发动机包括涡轮区段，该涡轮区段包括第一旋转构件和第二旋转构件。第一旋转构件包括内护罩和沿径向方向在内护罩的外侧的外护罩。外护罩限定多个外护罩翼型件，多个外护罩翼型件沿着径向方向在外护罩的内侧延伸。第一旋转构件进一步包括联接内护罩和外护罩的至少一个连接翼型件。第二旋转构件沿着纵向方向在第一旋转构件的一个或多个连接翼型件的上游。第二旋转构件包括沿径向方向向外延伸的多个第二翼型件。第一旋转构件在第二旋转构件的上游限定多个外护罩翼型件的至少一个级。
在一个实施例中，第一旋转构件相对于轴向中心线限定倾斜角，其中多个外护罩翼型件和/或一个或多个连接翼型件各自大致垂直于轴向中心线或沿着径向方向从内侧至外侧而沿着纵向方向朝上游端延伸来限定成钝角的倾斜角。
在另一实施例中，第一旋转构件相对于轴向中心线限定倾斜角，并且其中多个外护罩翼型件和/或一个或多个连接翼型件各自沿着径向方向从内侧至外侧而沿着纵向方向朝下游端延伸来限定成锐角的倾斜角。
在又一实施例中，第一旋转构件和第二旋转构件沿着纵向方向而交错。
在多种实施例中，第二旋转构件限定高速涡轮，并且第一旋转构件限定低速涡轮。
在一个实施例中，燃气涡轮发动机沿着纵向方向从上游端至下游端以串行流布置限定第一旋转构件的多个外护罩翼型件、第二旋转构件的多个第二翼型件以及第一旋转构件的一个或多个连接翼型件。
在另外的多种实施例中，第一旋转构件的内护罩限定沿着径向方向向外延伸的多个内护罩翼型件。在一个实施例中，内护罩从连接翼型件朝下游端延伸。
在多种实施例中，燃气涡轮发动机进一步包括布置成与涡轮区段成串行流布置的燃烧区段。燃烧区段、第一旋转构件的第一级以及第二旋转构件沿着纵向方向从上游端至下游端而成串行流布置。在一个实施例中，燃气涡轮发动机沿着纵向方向从上游端至下游端以串行流布置限定燃烧区段、第一旋转构件的第一级、第二旋转构件且接着是第一旋转构件。在又一实施例中，燃气涡轮发动机进一步包括压缩机区段和风扇组件，压缩机区段包括高压压缩机，风扇组件限定多个叶片的一个或多个级。风扇组件、压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段沿着纵向方向从上游端至下游端而成串行流布置。第一旋转构件通过第一轴而与风扇组件连接并能够与风扇组件一起旋转，并且第二旋转构件通过第二轴而与高压压缩机连接并能够与高压压缩机一起旋转。
在另外的多种实施例中，第一级处的多个外护罩翼型件联接至沿轴向延伸的毂，该毂设置成沿着径向方向在多个外护罩翼型件的内侧。在一个实施例中，第一级处的多个外护罩翼型件进一步联接至臂，该臂大体上沿着径向方向向内延伸，并且其中臂联接至沿轴向延伸的毂，并且其中沿轴向延伸的毂大体上沿纵向方向朝发动机的上游端延伸。在另一实施例中，燃气涡轮发动机进一步包括第一涡轮轴承，其中第二旋转构件进一步联接至朝上游端延伸的第二轴，并且第一涡轮轴承设置成沿着径向方向在第二轴与第一旋转构件的沿轴向延伸的毂之间。在此外的多种实施例中，第一涡轮轴承限定空气轴承、箔轴承、滚柱轴承或球轴承。
在另外的多种实施例中，第一旋转构件的内护罩限定内护罩直径，并且第一旋转构件的外护罩限定外护罩直径，并且其中内护罩直径是外护罩直径的大致115%或更小。在一个实施例中，内护罩直径大致等于外护罩直径。
在多种实施例中，第一旋转构件限定在大约3个与10个之间的级，其中包括3个级和10个级。在一个实施例中，第一旋转构件在连接翼型件的上游限定多个外护罩翼型件的至少两个级。
在另一实施例中，第一旋转构件沿第一方向旋转，并且第二旋转构件沿与第一方向相反的第二方向旋转。
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。结合在本说明书中并构成其部分的附图示出了本发明的实施例，并与描述一起用于阐释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员而言完整且充分的公开，在附图中：
图1为根据本公开的方面的结合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为进一步包括风扇组件中的减速齿轮箱的图1的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；
图3为在图1中显示的涡轮区段的实施例的示意性横截面视图；
图4为在图1中显示的涡轮区段的另一实施例的示意性横截面视图；以及
图5为描绘示例性叶片桨距角的横截面视图。
在本说明书和附图中对参考标号的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细地参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。各示例作为本发明的阐释而非本发明的限制来提供。实际上，对本领域技术人员将显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下可在本发明中作出多种修改和变化。例如，示出或描述为一个实施例的部分的特征可与另一实施例一起使用以产生另外的其它实施例。因而，意图的是，本发明涵盖如归入所附权利要求书及其等同体的范围内的这样的修改和变化。
如本文中使用的那样，用语“第一”、“第二”和“第三”可被可互换地使用以将一个构件与另一构件区分开，并且并不旨在表示独立构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”指代相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”指代流体流自的方向，且“下游”指代流体流至的方向。
除非另外指定，否则用语“低”、“中”、“高”或其相应的比较级(例如，在可适用的情况下，更-)各自指代发动机内的相对速度。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定低于“高涡轮”或“高速涡轮”的旋转速度。备选地，除非另外指定，否则前面提到的用语可以以其最高级而被理解。例如，“低涡轮”可指代涡轮区段内的最低旋转速度的涡轮，并且“高涡轮”可指代涡轮区段内的最高旋转速度的涡轮。
大体上提供了具有交错型涡轮区段的燃气涡轮发动机的实施例。交错型涡轮区段包括沿纵向方向延伸的第一旋转构件，其中第一旋转构件包括内护罩、外护罩以及将内护罩联接至外护罩的至少一个连接翼型件。外护罩包括沿着径向方向向内延伸的多个翼型件。交错型涡轮区段可包括第二旋转构件。第二旋转构件可包括沿径向方向向外延伸的多个第二翼型件，其中第二旋转构件设置在第一旋转构件的多个翼型件之间，并且其中多个外护罩翼型件的至少一个级在第二旋转构件的前方或上游。
本文中显示和描述的具有交错型涡轮区段的燃气涡轮发动机的实施例可实现第一旋转构件和第二旋转构件的额外的交错级，其直至并包括第一旋转构件的在第二旋转构件的前方或上游的一个或多个级。在多种实施例中，具有交错型涡轮区段的燃气涡轮发动机可进一步减少冷却空气消耗，提高发动机效率、性能和/或可操作性，且/或减小部件数量、重量和/或包装(即，轴向和/或径向尺寸)。更进一步，交错型涡轮区段可相对于结合减速齿轮箱的发动机而减小轴向流动面积和旋转速度的平方的乘积(该乘积被称为“AN2”)，同时另外减小涡轮区段的每级的平均作功系数。
现在参考附图，图1为根据本公开的方面的结合涡轮区段90的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机10(在本文中被称为“发动机10”)的示意性横截面视图，该示例性燃气涡轮发动机10显示为高旁通涡轮风扇发动机。尽管下文参考涡轮风扇发动机来进一步描述本公开，但本公开一般也可适用于包括下者的涡轮机：螺旋桨风扇、涡轮喷气、涡轮螺旋桨和涡轮轴燃气涡轮发动机，其包括船用和工业涡轮发动机和辅助功率单元。如在图1中显示的那样，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，其延伸穿过发动机10以用于参考目的。发动机10限定纵向方向L、径向方向R，且沿着纵向方向L限定上游端99和下游端98。
一般而言，发动机10可包括基本上管状的外壳体18，其限定环形入口20。外壳体18以串行流布置包封压缩机区段21、燃烧区段26和交错型涡轮区段90(在本文中被称为“涡轮区段90”)或至少部分地使它们流通。大体上，发动机10从上游端99至下游端98以串行流布置限定风扇组件14、压缩机区段21、燃烧区段26和涡轮区段90。在图1中显示的实施例中，压缩机区段21限定高压压缩机(HPC) 24。在其它实施例中，风扇组件14可进一步包括或限定多个风扇叶片42的一个或多个级，其联接至风扇转子15和/或第一轴36并从风扇转子15和/或第一轴36沿径向方向R向外延伸。在多种实施例中，联接至第一轴36的多个风扇叶片42的多个级可被称为低压压缩机(LPC) 22。
环形风扇壳体或机舱44沿周向包围风扇组件14的至少部分和/或外壳体18的至少部分。在一个实施例中，机舱44可由多个沿周向隔开的出口导叶或支柱46相对于外壳体18而支承。机舱44的至少部分可在外壳体18的外部部分(沿径向方向R)上延伸，以便在它们之间限定旁通空气流通路48。
现在参考图2，大体上提供了进一步包括风扇组件14中的减速齿轮箱45的在图1中显示的发动机10的示意性横截面侧视图。减速齿轮箱45可包括周转齿轮系，其包括星形齿轮和多个行星齿轮。多个行星齿轮可各自固定，使得各行星齿轮相对于星形齿轮在固定轴线上旋转。环形齿轮包围多个行星齿轮并旋转，并且通过多个行星齿轮传递来自星形齿轮的功率和扭矩。在多种实施例中，齿轮箱可进一步包括额外的行星齿轮，其沿径向设置在多个行星齿轮与星形齿轮之间，或设置在多个行星齿轮与环形齿轮之间。
现在参考图3-图4，大体上提供了发动机10的涡轮区段90的示例性实施例。涡轮区段90包括沿着纵向方向L延伸的第一旋转构件110。第一旋转构件110包括内护罩112、外护罩114以及将内护罩112联接至外护罩114的至少一个连接翼型件116。外护罩114包括沿着径向方向R向内延伸的多个外护罩翼型件118。在多种实施例中，内护罩112可包括沿着径向方向R向外延伸的多个内护罩翼型件119。
内护罩112和外护罩114各自大体上沿着纵向方向L延伸。内护罩112和/或外护罩114可各自至少部分地沿径向方向R延伸。在多种实施例中，内护罩112从连接翼型件116延伸。在一个实施例中，内护罩112进一步沿着纵向方向L朝下游端98延伸。在另外的多种实施例中，外护罩114沿着朝燃烧区段26的纵向方向L而从连接翼型件116朝上游端99延伸。
仍参考图3-图4，涡轮区段90可进一步包括第二旋转构件120，其设置在第一旋转构件110的一个或多个连接翼型件116的前方或上游99。第二旋转构件120包括沿着径向方向R向外延伸的多个第二翼型件122。
在多种实施例中，第一旋转构件110限定旋转翼型件的多个级，诸如沿着纵向方向L设置的多个外护罩翼型件118，或一个或多个连接翼型件116，或沿着纵向方向L设置的多个内护罩翼型件119。在一个实施例中，第一旋转构件110在第二旋转构件120的前方或上游99限定至少一个级。在另一实施例中，涡轮区段90限定翼型件的第一级，其中第一级包括第一旋转构件110的在第二旋转构件120的各级的前方或上游99的多个外护罩翼型件118。
在诸如图3-图4中显示的多种实施例中，发动机10沿着纵向方向L从上游端99至下游端98以串行流布置限定第一旋转构件110的多个外护罩翼型件118、第二旋转构件120的多个第二翼型件122以及第一旋转构件110的一个或多个连接翼型件116。在另外的多种实施例中，可在连接翼型件116的前方或上游99限定第一旋转构件110与第二旋转构件120之间的额外的交错重复。
仍参考图3-图4，发动机10沿着纵向方向L从上游端99至下游端98以串行流布置限定燃烧区段26和涡轮区段90。更具体而言，发动机10可限定燃烧区段26、第一旋转构件110的第一级101以及第二旋转构件120的串行流布置。在多种实施例中，可在前面提到的布置的后方或下游98限定第一旋转构件110与第二旋转构件120之间的额外的交错重复。
例如，如在图3-图4中显示的那样，发动机10可进一步限定第一旋转构件110、第二旋转构件120和第一旋转构件110的串行流布置。作为另一非限制性示例，发动机10可进一步限定多个外护罩翼型件118、多个第二翼型件122、多个外护罩翼型件118、多个第二翼型件122和连接翼型件116的串行流布置。应当认识到的是，尽管图3-图4将第二旋转构件120显示为限定两个级，但第二旋转构件120可在第一旋转构件110的第一级101与第一旋转构件110的连接翼型件116之间大体上限定一个或多个级，且该一个或多个级沿着纵向方向L在第一级101与连接翼型件116之间交错。
现在参考图1-图4，在多种实施例中，第一旋转构件110限定低速涡轮30，其驱动地与限定低速轴的第一轴36连接并能够与第一轴36一起旋转。在一个实施例中，如在图1中显示的那样，第一轴36连接至风扇组件14，风扇组件14在旋转方面由涡轮区段90的第一旋转构件110驱动。第一轴36连接至风扇组件14的风扇转子15。在另一实施例中，如在图2中显示的那样，第一轴36从下游端98连接至减速齿轮箱45，并且风扇转子15从上游端99连接至减速齿轮箱45。在如图1和图2中显示的多种实施例中，风扇组件14限定多个风扇叶片42的多个级，多个级进一步限定LPC 22。LPC 22连接至第一轴36并能够与第一轴36一起旋转，并且多个风扇叶片42与风扇转子15连接并能够与风扇转子15一起旋转。在图2中显示的实施例中，减速齿轮箱45设置在LPC 22与多个风扇叶片42之间，使得能够与第一轴36一起旋转的LPC 22以第一速度旋转，并且多个风扇叶片42所连接的风扇转子15以相对于第一速度而按比例减小的第二速度旋转。
仍参考图1-图4，涡轮区段90的第二旋转构件120限定高速涡轮28，高速涡轮28驱动地与限定高速轴的第二轴34连接并能够与第二轴34一起旋转。第二轴34连接至HPC 24，HPC 24在旋转方面由涡轮区段90的第二旋转构件120驱动。在多种实施例中，限定高速涡轮28的第二旋转构件120大体上以比限定低速涡轮30的第一旋转构件110更高的旋转速度旋转。
在发动机10的操作期间，如在图1-图5中共同显示的那样，如由箭头74示意性地指示的大量的空气通过机舱和/或风扇组件14的相关联的入口76进入发动机10。当空气74横穿风扇叶片42时，如由箭头78示意性地指示的空气的部分被引导或导送至旁通空气流通路48中，而如由箭头80示意性地指示的空气的另一部分被引导或穿过风扇组件14。当空气80朝燃烧区段26流过压缩机区段21时，空气80被逐步地压缩。
如由箭头82示意性地指示的现在的压缩空气流至燃烧区段26中，在燃烧区段26中，燃料91被引入，与压缩空气82的至少部分混合，并被点燃以形成燃烧气体86。燃烧气体86流至涡轮区段90中，从而使涡轮区段90的旋转部件旋转并支持压缩机区段21和/或风扇组件14中的相应联接的旋转部件的操作。
在多种实施例中，第一旋转构件110及其所附接的第一轴36在沿着周向方向C的第一方向161(在图5中显示)上旋转。第二旋转构件120及其所附接的第二轴34在沿着周向方向C的与第一方向161相反的第二方向162(在图5中显示)上旋转。尽管本文中将发动机10进一步描述为反向旋转式涡轮发动机(其中第一旋转构件110沿与第二旋转构件120相反的方向旋转)，但应当理解的是，本文中提供的结构使发动机10能够构造为同向旋转式发动机，其中第一旋转构件110和第二旋转构件120各自沿第一方向161旋转。
应当进一步理解的是，如本文中使用和描述的第一方向161和第二方向162旨在表示相对于彼此的方向。因此，第一方向161可指代顺时针旋转(从下游看向上游而观察)，并且第二方向162可指代逆时针旋转(从下游看向上游而观察)。备选地，第一方向161可指代逆时针旋转(从下游看向上游而观察)，并且第二方向162可指代顺时针旋转(从下游看向上游而观察)。
更进一步，在发动机10的操作期间，离开燃烧区段26的燃烧气体86朝发动机10的下游端98限定大体上低的速度。第一旋转构件110的第一级101的低速旋转(例如沿着如在图5中显示的切向或周向方向C)使燃烧气体86的诸如沿切向或周向方向C(在图5中显示)的速度加速至大致等于或大于第二旋转构件120的速度。
通过将第一旋转构件110限定为涡轮区段90的第一级101在燃烧区段26的后方或下游，发动机10可避免需要第一涡轮导叶或喷嘴导叶以在限定高速涡轮的第二旋转构件120的前方或上游使燃烧气体86加速。因此，发动机10可减小来自压缩机区段21和/或燃烧区段26的冷却空气的量或质量，从而通过使较多的能量(即，压缩空气)能够在燃烧期间被使用来提高发动机效率。另外或备选地，涡轮区段90可减少必要的冷却空气并使压缩机区段21的性能和/或可操作性(包括喘振裕度和/或效率)能够提高，或减少来自压缩机区段21的功的所需的量，这可减少压缩机区段21的轴向尺寸或级并进一步减小发动机包装、重量和/或部件数量，并大体上改进发动机10的性能。
另外，避免需要第一涡轮导叶或喷嘴导叶可使涡轮区段90(或更具体而言，作为旋转级的第一级101)能够设计成燃烧气体86的平均温度，而不是设计成适应在燃烧区段26内的沿着核心流路70的环状空间的峰值温度(即，显著点)。因此，当第一级101的多个外护罩翼型件118中的所有均正在旋转时，多个外护罩翼型件118中的所有均可仅瞬时地忍受燃烧热点的不利影响，而不是基本上持续或恒定地暴露于来自燃烧气体的与围绕核心流路70的环状空间的其它位置对比而更高的温度。更进一步，本文中描述的涡轮区段90可由于燃烧热点对涡轮区段90的不利影响降低而实现用于燃烧区段26的备选设计方法。因此，涡轮区段90可使燃烧区段26的设计能够进一步改进燃烧稳定性、减少排放、提高横跨飞行包线的全部或部分的可操作性、提高高空重新点火性能和/或减少贫燃熄火(LBO)。
现在参考图5，大体上提供了第一旋转构件110和第二旋转构件120的翼型件170的取向的示例性实施例。图5大体上描绘了翼型件170的多种实施例的角取向和轮廓，其中翼型件170可表示多个外护罩翼型件118、多个第二翼型件122、一个或多个连接翼型件116或多个内护罩翼型件119。在图5中描绘的翼型件170大体上至少部分地描述了空气动力学结构，其针对第一旋转构件110和/或第二旋转构件120而引起沿着周向方向C的旋转的第一方向161或与第一方向161相反的第二旋转162。
翼型件170可沿着周向方向C布置成沿着纵向方向L分开的多个级171、172。在图5中显示的第一方向级171可对应于在图3-图4中显示的第一旋转构件110的第一级101。更进一步，第一方向级171的翼型件170的取向和/或轮廓可大体上对应于第一旋转构件110的翼型件，诸如多个外护罩翼型件118、连接翼型件116和多个内护罩翼型件119。在图5中显示的第二方向级172中显示的翼型件170可对应于在图3-图4中显示的第二旋转构件120的多个第二翼型件122。
在多种实施例中，翼型件170可限定第一出口角178，该第一出口角178由轴向中心线12相对于沿着纵向方向L从上游端99朝下游端98而经过翼型件170的燃烧气体86的出口方向177的角度关系限定。得到的第一出口角178可将翼型件170限定成使得从上游端99朝下游端98而横跨各翼型件170的燃烧气体86的流引起沿周向方向C的旋转的第一方向161。
在其它实施例中，翼型件170可限定第二出口角179，该第二出口角由轴向中心线12相对于燃烧气体86的出口方向177的角度关系限定，其中，对于第二出口角179而言，出口方向177相对于第一出口角178而大体上相反地延伸。得到的第二出口角179可将翼型件170限定成使得横跨各翼型件170的燃烧气体86的流引起沿周向方向C的旋转的第二方向162。
应当认识到的是，第一出口角178和第二出口角179各自相对于轴向中心线12限定大体的角度关系，诸如正或负的锐角。因此，限定第一出口角178(或备选地，第二出口角179)的各翼型件170可在翼型件的各级处限定不同大小的角，其中各角相对于轴向中心线12限定大体上正的锐角(或备选地，对于第二出口角179而言，限定大体上负的锐角)。
仍参考图5，翼型件170可限定吸力侧173和压力侧174。第一方向级171可将吸力侧173限定为朝第一方向161凸出，并将压力侧174限定为朝第一方向161凹入，使得翼型件170沿第一方向161旋转。第二方向级172可将吸力侧173限定为朝与第一方向161相反的第二方向162凸出，并将压力侧174限定为朝第二方向162凹入，使得翼型件170沿第二方向162旋转。
参考图1-图5，在一个实施例中，第一旋转构件110的翼型件170大体上构造为限定在第一方向级171中以沿第一方向161旋转。第二旋转构件120的翼型件170大体上构造为第二方向级172以沿与第一方向161相反的第二方向162旋转。例如，作为联接至第一轴36的低速涡轮30的第一旋转构件110可顺时针旋转(从下游端98看向上游端99而观察)。作为联接至第二轴34的高速涡轮28的第二旋转构件120可逆时针旋转(当从下游端98朝上游端99观察时)。
第一旋转构件110和第二旋转构件120的各级限定多个旋转翼型件170(例如，在图5中显示的叶片)。尽管图3-图4将涡轮区段90描绘为在第一旋转构件110的连接翼型件116的前方限定与限定两个级的第二旋转构件120交错的两个级，但应当理解的是，涡轮区段90可包括其它交错数量或交错组合。例如，第一旋转构件110和第二旋转构件120可一起限定设置在(一个或多个)连接翼型件116的上游99或前方的额外的级重复。作为另一非限制性示例，第二旋转构件120可限定在第一旋转构件110的级之中交错的单个级。
在包括图1-图5中显示的涡轮区段90的发动机10的多种实施例中，第一旋转构件110限定在大约3个与10个之间的级(包括3个级和10个级)，即沿着纵向方向L分开的多个旋转翼型件的在大约3个与10个之间的排。在一个实施例中，第一旋转构件110在第二旋转构件120的上游或前方限定至少一个级(例如，第一级101)。在另一实施例中，第一旋转构件110在连接翼型件116的上游限定多个外护罩翼型件118的至少两个级。在又一实施例中，第一旋转构件110在第二旋转构件120的下游或后方限定至少两个级(例如，连接翼型件116、多个外护罩翼型件118和/或多个内护罩翼型件119，或其组合)。
返回参考图3-图4，大体上提供了发动机10的示例性实施例，其中多个外护罩翼型件118和/或连接翼型件116的一个或多个级相对于轴向中心线12和径向方向R限定倾斜角109。如本文中讨论的那样，倾斜角109相对于轴向中心线12从下游端98朝上游端99而逆时针来限定。
在图3中显示的实施例中，连接翼型件116和/或外护罩翼型件118可各自限定成钝角的或向前的倾斜角109，其中连接翼型件116和/或外护罩翼型件118中的一个或多个朝下游端98延伸(即，翼型件116、118的径向内端相比于径向外端而在更下游)。成钝角的或向前的倾斜角109可在涡轮区段90的旋转期间中和或抵消多个外护罩翼型件118和/或连接翼型件116上的离心负荷。成钝角的倾斜角109还可或备选地可在发动机10的操作期间中和或抵消诸如由于旋转和/或通过核心流路70的燃烧气体86的流而造成的在翼型件116、118中的各个上的轴向负荷。更进一步，成钝角的或向前的倾斜角109可将翼型件116、118设置成大体上垂直于在各翼型件116、118的下游的核心流路70。
然而，在图4中显示的实施例中，连接翼型件116和/或外护罩翼型件118可各自限定大体上垂直的或成锐角的倾斜角109，其中连接翼型件116和/或外护罩翼型件118中的一个或多个从轴向中心线12大体上沿径向向外或朝上游端99而延伸(即，翼型件116、118的径向内端大致等于径向外端或相比于径向外端而在更上游)。
仍参考图3-图4，内护罩112可限定最大内护罩直径107，并且外护罩114可限定外护罩直径108。在一个实施例中，内护罩直径107可大致等于外护罩直径108。例如，在第一旋转构件110的最末级处限定的内护罩直径107可大致等于大致在第一级101处的外护罩直径108。在其它实施例中，内护罩直径107可为外护罩直径108的大致115%或更小。在又一实施例中，在第一旋转构件110的最末级处的内护罩直径107可为在第一旋转构件110的第一级101处的外护罩直径108的大致115%或更小。在另外的其它实施例中，内护罩直径107可为外护罩直径108的大致110%或更小。在此外的其它实施例中，内护罩直径107可为外护罩直径108的大致105%或更小。
在图3-图4中显示的发动机10的示例性实施例可进一步包括第一涡轮轴承200，其沿径向设置在至少燃烧区段26和/或涡轮区段90内。在多种实施例中，第一涡轮轴承200可限定大体上非接触式空气轴承或箔轴承。在多种其它实施例中，第一涡轮轴承200可限定大体上接触式轴承，诸如但不限于滚柱轴承或球轴承。第一涡轮轴承200可进一步使悬垂或悬臂式第一旋转构件110能够在第二旋转构件120的前方或上游延伸。
在多种实施例中，第二旋转构件120联接至第二轴34，第二轴34朝发动机10的上游端99延伸。第一级101处的多个外护罩翼型件118可进一步联接至沿轴向延伸的毂105，毂105设置成沿着径向方向R在第一级101处的多个外护罩翼型件118的内侧。在一个实施例中，第一级101处的多个外护罩翼型件118进一步联接至臂106，臂106大体上沿着径向方向R向内延伸。臂106联接至沿轴向延伸的毂105，其中沿轴向延伸的毂105大体上沿纵向方向L朝上游端99延伸。第一涡轮轴承200设置成沿着径向方向R在第二轴34与第一旋转构件110的沿轴向延伸的毂105之间。
在一个实施例中，第一涡轮轴承200在第一级101处的多个外护罩翼型件118的内侧支承第一旋转构件110。例如，第一涡轮轴承200可大体上在第二旋转构件120的前方或上游99支承悬垂或悬臂式第一旋转构件110。
在另一实施例中，第一涡轮轴承200支承第二旋转构件120。在多种实施例中，第一涡轮轴承200支承第一旋转构件110和第二旋转构件120。例如，第一涡轮轴承200可限定差动轴承，该差动轴承设置成沿着径向方向R在第一旋转构件110与第二旋转构件120之间。在另外的多种实施例中，第一涡轮轴承200可限定空气轴承、箔轴承、滚柱轴承、或球轴承。
在发动机10的操作期间，润滑剂、液压或气动流体(例如，油、空气等)的流可从压缩机区段21和/或通过燃烧区段26(例如，沿着径向方向R通过一个或多个歧管)流至第一涡轮轴承200以提供保护膜，该保护膜可实现旋转，且保护第一旋转构件110、第二旋转构件120和第一涡轮轴承200免受由于摩擦、温度以及其它磨损和劣化而造成的损坏。
第一轴承200的布置可朝将在第二旋转构件120的前方和/或在其之中交错的第一旋转构件110的上游端99提供支承。此外，第一轴承200朝第一旋转构件110的上游端99提供支承，其限制第一旋转构件110从连接翼型件116向上游朝燃烧区段26的悬垂或悬臂重量。更进一步，第一轴承200朝第一旋转构件110的上游端99提供支承，其朝涡轮区段90的下游端98而向内护罩112和从内护罩112延伸的多个内护罩翼型件119提供平衡。在多种实施例中，第一旋转构件110的沿轴向延伸的毂105可进一步限定一个或多个平衡平面。平衡平面可限定如下特征：可针对其而向第一旋转构件110添加重量或从第一旋转构件110移除重量以辅助转子平衡和操作。
仍参考图2-图3，涡轮区段90进一步包括一个或多个涡轮导叶150。涡轮导叶150可限定成周向布置的多个固定翼型件(即，导叶)。在一个实施例中，涡轮导叶150设置成沿着纵向方向L在多个内护罩翼型件119之间。在多种实施例中，涡轮导叶150设置在第一旋转构件110的连接翼型件116的下游98。在多个内护罩翼型件119之中交错的涡轮导叶105或多个涡轮导叶105可实现经由多个内护罩翼型件119而进一步调节燃烧气体86和从第一旋转构件110进行的功或能量提取。
本文中显示和描述的涡轮区段90可通过在维持或减小重量、部件数量和/或包装的同时提供改进的燃料效率、操作效率和/或功率输出来对现有的涡轮区段进行改进。在第二旋转构件120的多个第二翼型件122之中交错的第一旋转构件110的多个外护罩翼型件118可通过移除各旋转构件之间的固定翼型件的级来减小包装并减少部件数量。另外，涡轮区段90可在不向发动机10添加重量或大小(例如，轴向长度)的情况下提供与减速齿轮箱相当的效率益处。作为在燃烧区段26的下游的第一级101的第一旋转构件110可通过以下方式来进一步改进发动机效率：减少被占用而不会产生燃烧气体86的冷却空气，从而允许来自压缩机区段21的更多能量用于发动机10的燃烧和操作中。此外，移除燃烧区段26与涡轮区段90的第一旋转构件110之间的喷嘴导叶可减少或消除与沿着核心流路70的环状空间的燃烧气体中的热点相关的设计约束。
本文中大体上显示和描述的涡轮区段90的多种实施例可构造为安装到筒或毂中的独立的叶片，或整体叶片转子(IBR)或叶片盘，或其组合。叶片、毂或叶片盘可由适合于燃气涡轮发动机热区段的陶瓷基质复合(CMC)材料和/或金属形成，诸如但不限于镍基合金、钴基合金、铁基合金或钛基合金，其中的各种可包括但不限于铬、钴、钨、钽、钼和/或铼。可使用增材制造或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涡轮区段90或其部分(包括内护罩112、外护罩114、(一个或多个)连接翼型件116、多个外护罩翼型件118和/或多个内护罩翼型件119)或其部分的组合。可使用紧固件(诸如螺母、螺栓、螺钉、销或铆钉)或使用连结方法(诸如焊接、铜焊、粘接、摩擦或扩散粘接等)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，诸如旋转构件110、120的级、外护罩114、内护罩112和/或多种护罩、密封件和其它元件。更进一步，应当理解的是，包括内护罩112和/或外护罩114的第一旋转构件110可结合允许不均匀膨胀的特征。这样的特征包括但不限于前面提到的制造方法、多种护罩、密封件、材料和/或其组合。
在图1-图5中显示且在本文中描述的系统可在维持或减小重量、部件数量和/或包装(例如，径向和/或轴向尺寸)的同时降低燃料消耗、提高可操作性、提高发动机性能和/或功率输出。本文中提供的系统可允许在相对于具有类似功率输出的其它燃气涡轮发动机而维持或减小包装的同时增加针对现有的燃气涡轮发动机构造(诸如，涡轮风扇发动机)的旁通比和/或总体压力比。本文中描述的系统可有助于改进旁通比和/或总体压力比，并从而提高总体的燃气涡轮发动机效率。本文中提供的系统可通过减少或消除需要冷却空气的固定翼型件(例如，喷嘴导叶)来提高总体的燃气涡轮发动机效率。另外，本文中提供的系统可通过相对于具有类似大小和/或功率输出的燃气涡轮发动机而将旋转和/或固定翼型件(例如，叶片和/或导叶)的数量减少大致40%或更多来减小燃气涡轮发动机的包装和重量，因而提高效率。
更进一步，在图1-图5中显示且在本文中描述的系统可减小燃气涡轮发动机的流动面积与旋转速度的平方的乘积(该乘积在本文中被称为“AN2”)。例如，关于图1-图5显示和描述的发动机10可相对于常规的齿轮涡轮风扇发动机构造而大体上减小AN2。大体上，诸如通过减小旋转速度和/或流动面积而降低AN2会增大所需的平均级作功系数(即，在旋转翼型件的各级上的平均所需负荷)。然而，本文中描述的系统可通过使第一旋转构件110在第二旋转构件120的一个或多个级之中交错同时还朝涡轮区段90的下游端98限定非交错型涡轮结构(即，内护罩112和多个内护罩翼型件119)来降低AN2，同时还降低平均级作功系数并维持涡轮区段90的轴向长度(与具有类似推力输出和包装的发动机相比)。因此，第一旋转构件110可增加翼型件的旋转级的数量，同时减小平均级作功系数，并因此减小AN2，同时减轻用以产生类似的AN2值的在轴向长度上的增加。第一旋转构件110可进一步减小AN2，同时另外相对于具有类似功率输出和/或包装的燃气涡轮发动机的涡轮区段而减少涡轮区段90中的旋转翼型件和固定翼型件的总体数量。
此外，在图1-图5中显示且在本文中描述的系统可通过使第一旋转构件110在限定高速涡轮28的第二旋转构件120的前方或上游99交错，来进一步改进发动机效率、减少翼型件数量、减小发动机重量和/或缓和燃烧区段设计约束。例如，将第一旋转构件110的第一级限定为紧接地在燃烧区段26的下游98而在其之间没有第一涡轮导叶或喷嘴导叶，以及将第一旋转构件110限定成与第二旋转构件120成反向旋转，可与固定的第一涡轮导叶或喷嘴导叶对比而减小总体燃烧热点对第一旋转构件110的第一级的影响。因此，本文中描述的涡轮区段90和发动机10可通过降低热点或燃烧型式因素的重要性来移除对燃烧区段26的设计的约束，从而有利于其它设计标准，诸如减少排放、改进贫燃熄火(LBO)和/或高空重新点火、改进横跨操作包线的部分或全部的总体可操作性，或增加操作包线。
本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域中的任何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，以及执行任何结合的方法)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。

Claims (20)

1.一种燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机限定纵向方向、径向方向和周向方向，并且其中所述燃气涡轮发动机沿着所述纵向方向限定上游端和下游端，所述燃气涡轮发动机包括：
涡轮区段，其包括第一旋转构件和第二旋转构件，其中所述第一旋转构件包括内护罩和外护罩，所述外护罩的至少一部分沿所述径向方向在所述内护罩的至少一部分的外侧，其中所述外护罩限定多个外护罩翼型件，所述多个外护罩翼型件沿着所述径向方向在所述外护罩的内侧延伸，并且其中所述第一旋转构件进一步包括联接所述内护罩和所述外护罩的至少一个连接翼型件，并且其中所述第二旋转构件沿着所述纵向方向在所述第一旋转构件的一个或多个所述连接翼型件的上游，所述第二旋转构件包括沿所述径向方向向外延伸的多个第二翼型件，并且其中所述第一旋转构件在所述第二旋转构件的上游限定所述多个外护罩翼型件的至少一个级。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一旋转构件相对于轴向中心线限定倾斜角，并且其中所述多个外护罩翼型件和/或一个或多个所述连接翼型件各自大致垂直于所述轴向中心线或沿着所述径向方向从内侧至外侧而沿着所述纵向方向朝所述上游端延伸来限定成钝角的倾斜角。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一旋转构件相对于轴向中心线限定倾斜角，并且其中所述多个外护罩翼型件和/或一个或多个所述连接翼型件各自沿着所述径向方向从内侧至外侧而沿着所述纵向方向朝所述下游端延伸来限定成锐角的倾斜角。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一旋转构件和所述第二旋转构件沿着所述纵向方向而交错。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第二旋转构件限定高速涡轮，且所述第一旋转构件限定低速涡轮。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机沿着所述纵向方向从所述上游端至所述下游端以串行流布置限定所述第一旋转构件的所述多个外护罩翼型件、所述第二旋转构件的所述多个第二翼型件以及所述第一旋转构件的一个或多个所述连接翼型件。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一旋转构件的所述内护罩限定沿着所述径向方向向外延伸的多个内护罩翼型件。
8.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述内护罩从所述连接翼型件朝所述下游端延伸。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机进一步包括布置成与所述涡轮区段成串行流布置的燃烧区段，并且其中所述燃烧区段、所述第一旋转构件的第一级以及所述第二旋转构件沿着所述纵向方向从所述上游端至所述下游端而成串行流布置。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机沿着所述纵向方向从所述上游端至所述下游端以串行流布置限定所述燃烧区段、所述第一旋转构件的所述第一级、所述第二旋转构件且接着是所述第一旋转构件。
11.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，第一级处的所述多个外护罩翼型件联接至沿轴向延伸的毂，所述毂设置成沿着所述径向方向在所述多个外护罩翼型件的内侧。
12.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一级处的所述多个外护罩翼型件进一步联接至臂，所述臂大体上沿着所述径向方向向内延伸，并且其中所述臂联接至所述沿轴向延伸的毂，并且其中所述沿轴向延伸的毂大体上沿所述纵向方向朝所述发动机的所述上游端延伸。
13.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机进一步包括第一涡轮轴承，并且其中所述第二旋转构件进一步联接至第二轴，所述第二轴朝所述上游端延伸，并且其中所述第一涡轮轴承设置成沿着所述径向方向在所述第二轴与所述第一旋转构件的所述沿轴向延伸的毂之间。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一涡轮轴承限定空气轴承、箔轴承、滚柱轴承或球轴承。
15.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一旋转构件的所述内护罩在所述第一旋转构件的最末级处限定内护罩直径，并且所述第一旋转构件的所述外护罩在所述第一旋转构件的第一级处限定外护罩直径，并且其中所述内护罩直径是所述外护罩直径的大致115%或更小。
16.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述内护罩直径大致等于所述外护罩直径。
17.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一旋转构件限定在3个与10个之间的级，其中包括3个级和10个级。
18.根据权利要求17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一旋转构件在所述连接翼型件的上游限定所述多个外护罩翼型件的至少两个级。
19.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一旋转构件沿第一方向旋转，并且所述第二旋转构件沿与所述第一方向相反的第二方向旋转。
20.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机进一步包括：
压缩机区段，其包括高压压缩机；以及
风扇组件，其限定多个叶片的一个或多个级，其中所述风扇组件、所述压缩机区段、所述燃烧区段和所述涡轮区段沿着所述纵向方向从所述上游端至所述下游端而成串行流布置，并且其中所述第一旋转构件通过第一轴而与所述风扇组件连接并能够与所述风扇组件一起旋转，并且其中所述第二旋转构件通过第二轴而与所述高压压缩机连接并能够与所述高压压缩机一起旋转。
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