CN110573697B - 三轴发动机的涡轮框架和轴承布置 - Google Patents

三轴发动机的涡轮框架和轴承布置 Download PDF

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Abstract

本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其限定径向方向，周向方向，沿着纵向方向的轴向中心线。燃气涡轮发动机沿着纵向方向限定上游端和下游端，并且包括围绕轴向中心线限定的涡轮框架。涡轮框架包括第一轴承表面，第二轴承表面和第三轴承表面。第一轴承表面对应于第一涡轮转子，第二轴承表面对应于第二涡轮转子，并且第三轴承表面对应于第三涡轮转子，并且每个涡轮转子能够独立地旋转。

Description

三轴发动机的涡轮框架和轴承布置
技术领域
本主题大体涉及燃气涡轮发动机的架构。更具体地，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包括涡轮区段，该涡轮区段在燃烧区段的下游，可与压缩机区段一起旋转以旋转并操作燃气涡轮发动机以产生动力，例如推进推力。一般燃气涡轮发动机的设计标注通常包括必须加以权衡或折衷的冲突标准，包括提高燃料效率，运行效率和/或动力输出，同时保持或减少重量，零件数量和/或包装(即发动机的轴向和/或径向尺寸)。
常规三轴燃气涡轮发动机大体包括涡轮区段，该涡轮区段限定与中压涡轮和低压涡轮串行流动布置的高压涡轮。但是，已知的三轴发动机包括多个涡轮框架，以容纳支撑三个轴的各种轴承组件。另外，包括交叉(interdigitated)涡轮的已知的三轴燃气涡轮发动机通常至少部分地由于悬挂质量而在可以交叉的级的数量上受到限制。支撑三轴轴承构造(例如，增加的发动机的轴向长度和重量)的多个涡轮框架的组合加上由于悬挂质量而导致的对涡轮交叉的限制因此显著地限制了交叉涡轮区段的实际和潜在应用。
因此，需要一种能够使涡轮区段中的涡轮进一步交叉的结构。另外，需要一种可以减小发动机的轴向长度和重量的涡轮框架。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来得知。
本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其限定径向方向，周向方向和沿着纵向方向的轴向中心线。燃气涡轮发动机沿着纵向方向限定上游端和下游端，并且包括围绕轴向中心线限定的涡轮框架。涡轮框架包括第一轴承表面，第二轴承表面和第三轴承表面。第一轴承表面对应于第一涡轮转子，第二轴承表面对应于第二涡轮转子，并且第三轴承表面对应于第三涡轮转子，并且每个涡轮转子能够独立地旋转。
在一个实施例中，一个或多个轴承表面各自限定外轴承座圈。
在各种实施例中，涡轮框架限定第一平台，第一轴承表面被联接至该第一平台。在一个实施例中，涡轮框架限定第二平台，第二轴承表面和第三轴承表面分别被联接至该第二平台。在另一个实施例中，第二平台被限定在第一平台的沿着径向方向的内侧。在又一个实施例中，第一平台和/或第二平台限定装配到涡轮框架上的套筒，轴承组件被联接至该套筒上。
仍在各种实施例中，第一涡轮转子限定低速涡轮。在一个实施例中，第二涡轮转子和第三涡轮转子分别各自限定中速涡轮和高速涡轮。在另一个实施例中，每个涡轮转子限定布置在每个相应的轴承表面和每个涡轮转子之间的轴承组件。在又一个实施例中，每个轴承组件限定滚子轴承，滚珠轴承，轴颈轴承或其组合。
在各种实施例中，涡轮框架进一步包括布置在燃气涡轮发动机的核心流动路径内的轮叶。轮叶包括限定翼型件的表面。在一个实施例中，发动机进一步包括围绕涡轮框架布置的外部涡轮壳体。涡轮框架进一步包括辐条，该辐条大体沿着径向方向从外部涡轮壳体的外侧延伸，并且通过涡轮框架的一个或多个轮叶联接至外部涡轮壳体。在一个实施例中，涡轮框架包括三个或更多个辐条。在另一个实施例中，涡轮框架进一步包括沿着径向方向布置在轮叶内侧的第一轴承外壳。在又一个实施例中，辐条在发动机的核心流动路径的内部被联接至第一轴承外壳。在又一个实施例中，涡轮框架进一步包括第二轴承外壳，该第二轴承外壳沿着径向方向布置在第一轴承外壳的内侧，并且第二轴承外壳被联接至第一轴承外壳。在又一个实施例中，第一平台被联接至第一轴承外壳，第二平台被联接到第二轴承外壳。第一轴承表面被联接至第一平台，第二轴承表面和第三轴承表面均被联接至第二平台。
仍在各种实施例中，发动机进一步包括限定低速涡轮转子的第一涡轮转子。第一涡轮转子包括联接到转子毂的多个连接翼型件并且转子毂联接到低压轴。多个连接翼型件被联接至外部护罩(outer shroud)，并且多个外部护罩型翼件沿着径向方向向内延伸。多个外部护罩型翼件的第一级进一步包括沿着径向方向大体向内延伸的臂。臂被联接至轴向延伸毂，其中轴承组件被布置在轴向延伸毂与涡轮框架的第一轴承表面之间。在一个实施例中，发动机进一步包括第二涡轮转子，该第二涡轮转子限定中速涡轮转子，其中第二涡轮转子沿着纵向方向布置在第一涡轮转子的连接翼型件的上游。第二涡轮转子包括布置在第二涡轮转子和第二轴承表面之间的轴承组件。发动机进一步包括第三涡轮转子，该第三涡轮转子沿着纵向方向在涡轮框架的上游限定高速涡轮转子，其中第三涡轮转子包括布置在第三涡轮转子和第三轴承表面之间的轴承组件。
本公开的另一方面涉及一种操作具有交叉涡轮区段的燃气涡轮发动机的方法。该发动机以串行流动布置包括风扇转子，中压压缩机，高压压缩机，燃烧区段和涡轮区段。涡轮区段以串行流动布置包括高速涡轮转子，涡轮框架，低速涡轮转子的多个外部护罩翼型件的第一级，中速涡轮转子以及低速涡轮转子的一个或多个附加级，低速涡轮转子经由低压轴联接至风扇转子，中速涡轮转子经由中压轴联接至中压压缩机，高速涡轮转子经由高压轴联接至高压压缩机。该方法包括沿着周向方向在第一方向或第二方向上旋转高速涡轮转子；沿着周向方向在第一方向旋转低速涡轮转子；和在与第一方向相反的第二方向上旋转中速涡轮转子。
参考以下描述和所附权利要求书，将更好地了解本发明的这些及其他特征、方面和优势。并入并构成该说明书的一部分的附图图示了本发明的实施例，并同描述一起用来说明本发明的原理。
附图说明
在说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其参考所附的附图，其中
图1是结合了根据本公开的一方面的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所示的涡轮区段的实施例的示意性横截面视图；
图3是涡轮框架和涡轮区段的实施例的示意性横截面视图；和
图4是操作图1-3所示的燃气涡轮发动机的示例性方法的概述。
在本说明书和附图中重复使用参考字符旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现将详细参考本发明的实施例，其一个以上示例图示在附图中。每个示例通过说明的方式提供，而不应当解释为限制本发明。事实上，对于本领域技术人员来而言，显然，在不偏离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变型。例如，作为一个实施例的部分图示或描述的特征可以与另一个实施例一起使用，以产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变型。
如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一部件区分开，而不意图指明单个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流动路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
除非另外规定，否则术语“低”、“中”、“高”或其相应比较级(例如更，如适用)各自是指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”的转速。替代地，除非另外规定，否则前述术语可以其最高级理解。例如，“低涡轮”可以是指涡轮区段内最低转速涡轮，且“高涡轮”可以是指涡轮区段内最高转速涡轮。
大体提供一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括涡轮框架，该涡轮框架包括第一轴承表面，第二轴承表面和第三轴承表面。每个轴承表面分别对应于三轴涡轮发动机的第一涡轮转子，第二涡轮转子和第三涡轮转子。本文中示出和描述的燃气涡轮发动机可以支撑交叉涡轮区段，从而减少或消除交叉级的悬挂质量的不利影响。另外，燃气涡轮发动机的涡轮框架在涡轮区段处为三个轴中的每个提供支撑，从而减小燃气涡轮发动机的轴向长度和重量，并增加整体效率和性能。涡轮框架和燃气涡轮发动机可允许将交叉涡轮区段应用到涡轮风扇发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮轴发动机和螺旋桨风扇发动机中，以用于例如但不限于飞行器推进的应用。此外，与类似的轴向和/或径向尺寸和/或推力等级的已知发动机相比，包括本文所述和所示的涡轮框架的一个或多个实施例的燃气涡轮发动机可以提高发动机和飞行器的效率和性能。
现在参考附图，图1是示例性燃气涡轮发动机10(本文中被称作“发动机10”)的示意性横截面视图，其示出为根据本公开的方面的结合有涡轮区段90的示例性实施例的高旁通涡轮风扇发动机。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涡轮机械，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，包括船舶和工业涡轮发动机和辅助动力单元。如图1所示，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、以及沿着纵向方向L的上游端99和下游端98。上游端99大体对应于沿着纵向方向L的发动机10的端部，空气从该端部进入发动机10，并且下游端98大体对应于空气离开发动机10的端部，该端部沿着纵向方向L大体与上游端99相对。
通常，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区段21，燃烧区段26和交叉涡轮区段90(本文中称为“涡轮区段90”)。通常，发动机10以从上游端99到下游端98的串行流动布置限定风扇组件14，压缩机区段21，燃烧区段26和涡轮区段90。在图1所示的实施例中，压缩机区段21限定高压压缩机(HPC)24和中压压缩机(IPC)22。在其他实施例中，风扇组件14可进一步包括或限定被联接到风扇转子15和/或低压(LP)轴36且在径向方向R上从风扇转子15和/或低压轴36朝外延伸的多个风扇叶片42的一个或多个级，在各种实施例中，联接到LP轴36的多个风扇叶片42的多个级可以被称为低压压缩机(LPC)。
环形风扇壳体或机舱44周向围绕风扇组件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开的出口导向轮叶或支柱46相对于外壳体18被支撑。机舱44的至少一部分可以在外壳体18的外部(沿着径向方向R)上延伸，以便在它们之间限定旁通气流通道48。
现在参考图2，进一步详细地提供了图1中所示的发动机10的涡轮区段90的示例性实施例。在图3中，进一步详细地提供了涡轮区段90的涡轮框架100的示例性实施例。涡轮区段90包括第一涡轮转子110，第二涡轮转子120和第三涡轮转子130。第一，第二和第三涡轮转子110、120、130各自独立地可旋转，即，一个或几个涡轮转子110、120、130可以旋转，而不必旋转另一个或几个涡轮转子110、120、130。
现在参考图1-3，在各种实施例中，第一涡轮转子110限定低速涡轮转子，该低速涡轮转子驱动地联接至LP轴36，该LP轴36沿着纵向方向L延伸并且与轴向中心线12大体同心。LP轴36被连接至风扇组件14，并由限定低速涡轮的第一涡轮转子110驱动旋转。
在又各种实施例中，第二涡轮转子120限定中速涡轮转子，该中速涡轮转子驱动地联接中压(IP)轴35并通过中压(IP)轴35可旋转，中压(IP)轴35沿着纵向方向L延伸并且与轴向中心线12大体同心。IP轴35被连接到IPC 22，并由限定中速涡轮转子的第二涡轮转子120驱动旋转。
仍然参考图1-3，涡轮区段90的第三涡轮转子130被驱动地连接到高压(HP)轴34并通过高压(HP)轴34可旋转，该高压轴沿着纵向方向L延伸并且与轴向中心线12大体同心。HP轴34被连接到HPC 24，并且由限定高速涡轮转子的第三涡轮转子130驱动旋转。
在发动机10的操作期间，如图1-3共同所示，第二涡轮转子120大体以比第一涡轮转子110更高的转速旋转。第三涡轮转子130大体以比第二涡轮转子120更高的速度旋转。在发动机10的操作期间，如箭头74示意性所示的一定量的空气通过机舱和/或风扇组件14的关联入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如箭头78示意性所示的一部分空气被引导或导向到旁通气流通道48中，而如箭头80示意性所示的另一部分空气被引导通过风扇组件14进入通过压缩机区段21，燃烧区段26和涡轮区段90限定的核心流动路径70。空气80在流经压缩机区段21流向燃烧区段26时逐渐被压缩。
如箭头82示意性所示的现在的压缩空气流入燃烧区段26中，在燃烧区段26中引入燃料，与压缩空气82的至少一部分混合，并被点燃以形成燃烧气体86。燃烧气体86流入涡轮区段90中，从而使涡轮区段90的旋转部件旋转并支撑压缩机区段21和/或风扇组件14中的分别联接的旋转部件的操作。
回头参考图2-3，涡轮框架100围绕发动机10的轴向中心线12被限定。涡轮框架100包括第一轴承表面101，第二轴承表面102和第三轴承表面103。第一轴承表面101对应于第一涡轮转子110，第二轴承表面102对应于第二涡轮转子120，并且第三轴承表面13对应于第三涡轮转子130。
每个轴承表面101、102、103大体在静态或固定涡轮框架100与旋转涡轮转子110、120、130之间提供接触区域。在发动机10的各种实施例中，一个或多个轴承95被布置在每个轴承表面101、102、103与每个相应的涡轮转子110、120、130之间。例如，轴承95可以限定滚子轴承，滚珠轴承，轴颈轴承或其组合。作为另一个非限制性示例，轴承95可以限定轴承组件，即，包括外座圈和内座圈的滚动元件轴承，滚动元件乘坐在其上或在其上滚动。
涡轮框架100可为发动机10的三个转子轴(即，第一涡轮转子110，第二涡轮转子120和第三涡轮转子130)提供支撑。在各种实施例中，涡轮框架100可为三轴交叉涡轮区段提供支撑。例如，在图1和2所示的实施例中，发动机10以从上游端99到下游端98的串行流动布置限定限定高速涡轮转子的第三涡轮转子130，涡轮框架100，限定低速涡轮转子的第一涡轮转子110，以及限定中速涡轮转子的第二涡轮转子120。在各个实施例中，第一涡轮转子110和第二涡轮转子120沿着纵向方向L交叉，即第一涡轮转子110和第二涡轮转子120存在重叠部。本文所示和所述的涡轮框架100可进一步为第一涡轮转子110的第一级提供支撑。这种支撑可以使第一涡轮转子110和第二涡轮转子120进一步交叉(即第一涡轮转子110的更多级朝向上游端99延伸，并且第二涡轮转子120的多个级布置在第一涡轮转子110的级之间)。
仍在各种实施例中，每个轴承表面101、102、103中的一个或多个可大体平行于轴向中心线12。替代地，每个轴承表面101、102、103中的一个或多个可以垂直于由每个相应的涡轮转子110、120、103施加的力。在一个实施例中，每个轴承表面101、102、103中的一个或多个可以相对于轴向中心线12呈锐角逐渐变细。例如，轴承表面101、102、103可以限定倾斜表面，限定圆锥滚子轴承或推力轴承的轴承组件95可以在该倾斜表面上至少在纵向方向L和径向方向R上施加力。
在各个实施例中，每个轴承表面101、102、103中的一个或多个限定轴承座圈，例如滚动元件轴承乘坐的座圈。在一个实施例中，每个轴承表面101、102、103中的一个或多个限定轴承组件95乘坐的外轴承座圈。
仍在各种实施例中，涡轮框架100限定第一平台111，第一轴承表面101被联接到第一平台111上。涡轮框架100可进一步限定第二平台112，第二轴承表面102和第三轴承表面103均被联接至第二平台112上。在一个实施例中，第二平台112限定在第一平台111的沿着径向方向R的内侧。每个平台111、112可在发动机10的核心流动路径70的内侧在涡轮框架100上限定环形表面或孔。
在一个实施例中，每个平台111、112经由适合于轴承95和/或轴承95乘坐的外座圈的尺寸和几何公差限定每个相应的轴承表面101、102、103。
在另一个实施例中，每个平台111、112限定装配到涡轮框架100上的套筒，每个轴承组件95被安装或联接在该套筒上。在各种实施例中，在每个平台111、112处的涡轮框架100可限定轴承组件95被联接到涡轮框架100上的表面粗糙度或配合(例如松配合，紧配合或过盈配合)。在各种实施例中，每个涡轮转子110、120、130可以在对应于每个平台111、112的每个涡轮转子110、120、130处限定表面粗糙度或配合(例如松配合，紧配合或过盈配合)。
仍然参考图2-3，涡轮框架100进一步包括布置在发动机10的核心流动路径70内的轮叶105。轮叶105或围绕轴向中心线12周向布置中的多个轮叶包括限定翼型件的表面。翼型件限定吸力侧，压力侧，前缘和后缘。轮叶105可限定静态或固定的转向轮叶，其中当燃烧气体86流经轮叶105时，从燃烧区段26流向下游端98的燃烧气体86可至少部分地沿围绕轴向中心线12的周向方向加速。以这种方式，轮叶105可将燃烧气体86沿着周向方向的速度对准或匹配轮叶105下游的涡轮转子101、102。
回头参考图1-3，发动机10可进一步包括围绕涡轮框架100布置的外部涡轮壳体150。外部涡轮壳体150可以进一步围绕第一，第二和/或第三涡轮转子110、120、130布置。涡轮框架100可进一步包括辐条107，所述辐条大体上沿着径向方向R延伸穿过涡轮框架100的一个或多个轮叶105。辐条107可被联接至外部涡轮壳体150，并通过轮叶105从外部涡轮壳体150的外侧延伸。
在一个实施例中，涡轮框架100进一步包括沿着径向方向R布置在轮叶105内的第一轴承外壳108。辐条107被联接至第一轴承外壳108。在各种实施例中，涡轮框架100可限定多个辐条107以相对于轴向中心线12设置或调节第一轴承外壳108。例如，多个辐条107可每个包括线性地调节每个辐条107的可调节连杆。辐条107可以绕中心线12在周向上等距布置，以便能够调节第一轴承外壳108相对于外部涡轮壳体150和/或轴向中心线12的同心度。在一个实施例中，涡轮框架100限定三个或更多个辐条107。
在另一个实施例中，涡轮框架100进一步包括第二轴承外壳109，第二轴承外壳109联接到第一轴承外壳108并且沿着径向方向R布置在第一轴承外壳108的内侧。在各种实施例中，第一平台111被联接到第一轴承外壳108，并且第二平台112被联接至第二轴承外壳109。在这样的实施例中，调节辐条107可以进一步调节第二轴承外壳109相对于外部涡轮壳体150和/或轴向中心线12的同心度。
仍然参考图2-3，第一涡轮转子110包括连接翼型件216，该连接翼型件216将转子毂217联接到沿着纵向方向L朝向上游端99延伸的外部护罩214。转子毂217在径向方向R的内端被联接至LP轴36。多个连接翼型件216以周向布置被联接至转子毂217。连接翼型件216的径向向外的端部联接外部护罩214。多个外部护罩翼型件218被联接到外部护罩214，并且沿着径向方向R向内延伸。
在第一涡轮转子110的第一级处的多个外部护罩翼型件218可以进一步被联接至轴向延伸毂205，该轴向延伸毂205沿着径向方向R布置在第一级处的多个外部护罩翼型件218的内侧。在一个实施例中，在第一级处的多个外部护罩翼型件218进一步被联接至沿着径向方向R大体向内延伸的臂206。臂206被联接至轴向延伸毂205，其中轴向延伸毂205大体在纵向方向L上朝向上游端99延伸。
在图2-3所示的实施例中，限定低速涡轮的第一涡轮转子110交叉在限定中速涡轮的第二涡轮转子120之间。第一涡轮转子110经由外部护罩214交叉，该外部护罩在第二涡轮转子120的径向外侧延伸，并且沿着纵向方向L朝向上游端99延伸。涡轮框架100进一步经由第一轴承表面101朝向上游端99支撑第一涡轮转子110，该第一轴承表面101在第一涡轮转子110的第一级(即紧接在涡轮框架100下游的多个外部护罩翼型件218)的轴向延伸毂205处与轴承组件95接触。
更进一步地，在图2-3所示的实施例中，涡轮框架100分别在第二轴承表面102和第三轴承表面103处支撑第二涡轮转子120和第三涡轮转子130。在所提供的实施例中，第二轴承表面102和第三轴承表面103分别有利地被布置在第一轴承表面101的径向内侧。第一轴承表面101朝向第一涡轮转子110的悬挂的外部护罩214径向向外布置，以提供支撑，同时减少从外部护罩214的上游端悬挂或悬臂质量的量。
此外，在图2-3所示的实施例中，第一涡轮转子110除了限定连接翼型件216之外还限定从外部护罩214延伸的两级。限定中速涡轮的第二涡轮转子120的两级被布置在每个第一涡轮转子110的外部护罩翼型件218和连接翼型件216的两级之间。然而，在其他实施例中，涡轮框架100可进一步使第二涡轮转子120的附加级与外部护罩214的外部护罩翼型件218和连接翼型件216的附加级交叉。例如，在各种实施例中，第一涡轮转子110可在连接翼型件216的上游限定多个外部护罩翼型件218的两个级到六个级(包括两端)。在其他实施例中，第二涡轮转子120可限定布置在第一涡轮转子110的连接翼型件216上游的第二涡轮转子120的两个级到六个级(包括两端)。
仍然参考图2-3，涡轮框架100和涡轮转子110、120、130中的一个或多个可一起限定包括护罩180和密封件190的密封连接部185。在各种实施例中，一个或多个护罩180可限定至少部分地在纵向方向L上延伸的壁或平台。在一个实施例中，护罩180在径向方向R上与密封件190相邻。一个或多个密封件190可以限定大体朝着护罩180延伸的刀鳍或刀刃密封件，以限定可以与护罩180接触的大体尖端。护罩180，密封件190或涡轮区段90的其他部分进一步可包括在护罩180和/或密封件190的表面上的涂层，例如但不限于热涂层，包括一层或多层粘结涂层和热涂层，或磨料，例如金刚石或立方氮化硼，铝聚合物，氮化硼铝，铝青铜聚合物或镍铬基耐磨涂层。涂层可以通过一种或多种方法施加，例如等离子喷涂，热喷涂，气相或其他方法。
现在参考图4，大体提供一种操作具有交叉涡轮区段300的燃气涡轮发动机的方法(在本文中称为“方法400”)。方法400可描绘用于操作包括结合有涡轮框架的交叉涡轮区段的燃气涡轮发动机的步骤，例如关于图1-2示出和描述的发动机10和涡轮框架100。图3描绘了出于说明和讨论目的以特定顺序执行的步骤。使用本文提供的公开内容，本领域普通技术人员将理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可以以各种方式对本文公开的任何方法的各个步骤进行调整，修改，重新布置，省略或扩展。
方法400在410处可包括沿着周向方向在第一方向或第二方向上旋转高速涡轮转子；在420处沿着周向方向在第一方向上旋转低速涡轮转子；和在430处在与第一方向相反的第二方向上旋转中速涡轮转子。
通过提供改进的燃料效率，运行效率和/或功率输出，同时维持或减轻重量，零件数量和/或包装，本文示出和描述的方法400和涡轮区段90可以改进现有的涡轮区段。交叉在第二涡轮转子120之间的第一涡轮转子110可以通过移除每个旋转部件之间的固定翼型件的级来减少包装并减少零件数量。涡轮框架100可通过为悬挂的第一涡轮转子110提供支撑而使第一涡轮转子110和第二涡轮转子120进一步交叉。涡轮框架100可通过在单个涡轮框架100处提供三轴支撑来进一步减小发动机的包装或轴向长度。另外，涡轮区段90可提供与减速齿轮箱相当的效率效益，而无需增加发动机10的重量或尺寸(例如，轴向长度)。
本文大体上示出和描述的涡轮区段90的各种实施例可被构造为安装在鼓或毂，或一体式装有叶片的转子(IBR)或装有叶片的盘，或其组合中的单个叶片。叶片，毂或装有叶片的盘可以由陶瓷基复合材料(CMC)材料和/或适用于燃气涡轮发动机热区段的金属形成，例如但不限于镍基合金，钴基合金，铁基合金或钛基合金，所述合金中的每一种合金可包括但不限于铬，钴，钨，钽，钼和/或铼。涡轮区段90或其部分或部分的组合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。可以使用例如螺母，螺栓，螺钉，销钉或铆钉等紧固件，或使用例如焊接，钎焊，粘合，摩擦或扩散粘合等接合方法的组合来机械地接合涡轮区段90或其部分。更进一步，应当理解，第一涡轮转子110可结合有允许差动膨胀的特征。此类特征包括但不限于上述制造方法、各种护罩、密封件、材料和/或其组合。
图1-4中所示且在本文所述的系统和方法可减少燃料消耗，提高可操作性，提高发动机性能和/或动力输出，同时保持或减少重量，零件数量和/或包装(例如径向和/或轴向尺寸)。本文所提供的系统可允许优于例如涡轮风扇的现有燃气涡轮发动机构造，增大高旁通比和/或总压力比，同时相对于具有类似动力输出的其他燃气涡轮发动机维持或减少包装。本文所描述的系统可促进提高旁通比和/或总压力比，且由此提高燃气涡轮发动机的总效率。
更进一步，本文所描述且在图1-4中所示的系统和方法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1-4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工作因子(average stageworkfactor)(即旋转翼型件的每个级上所需负载的平均值)。然而，本文所描述的系统可减小AN2，同时还通过将第一涡轮转子110交叉在第二涡轮转子120和第三涡轮转子130的一个或多个级中来减小平均级工作因子且维持涡轮区段90的轴向长度(与具有类似推力输出和包装的发动机相比)，同时还限定朝向涡轮区段90的下游端98的非交叉的涡轮结构。因此，第一涡轮转子110可增加翼型件的旋转级的数量，同时减小平均级工作因子，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。第一涡轮转子110可进一步减小AN2，同时相对于具有类似动力输出和/或包装的燃气涡轮发动机的涡轮区段额外地减少在涡轮区段90中旋转和固定的翼型件的总数量。
本书面描述使用实例来公开本发明，包括优选实施例，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并入的方法。本发明的可专利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他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言相同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。

Claims (17)

1.一种燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机限定径向方向，周向方向，沿着纵向方向的轴向中心线，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，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括：
涡轮框架，所述涡轮框架围绕所述轴向中心线限定，所述涡轮框架包括第一轴承表面，第二轴承表面和第三轴承表面，其中所述第一轴承表面对应于第一涡轮转子，所述第二轴承表面对应于第二涡轮转子，并且所述第三轴承表面对应于第三涡轮转子，并且其中每个涡轮转子能够独立地旋转；
其中所述涡轮框架限定第一平台，并且其中所述第一轴承表面被联接至所述第一平台；
其中所述涡轮框架限定第二平台，并且其中所述第二轴承表面和所述第三轴承表面分别被联接至所述第二平台。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述轴承表面中的一个或多个各自限定外轴承座圈。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第二平台被限定在所述第一平台的沿着所述径向方向的内侧。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第一平台和/或所述第二平台限定装配到所述涡轮框架上的套筒，轴承组件被联接至所述套筒上。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第一涡轮转子限定低速涡轮。
6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第二涡轮转子和所述第三涡轮转子分别限定中速涡轮和高速涡轮。
7.根据权利要求6所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中每个涡轮转子限定轴承组件，所述轴承组件布置在每个相应的轴承表面与每个涡轮转子之间。
8.根据权利要求7所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中每个轴承组件限定滚子轴承，滚珠轴承，轴颈轴承或其组合。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮框架进一步包括轮叶，所述轮叶布置在所述燃气涡轮发动机的核心流动路径内，其中所述轮叶包括限定翼型件的表面。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机进一步包括：
外部涡轮壳体，所述外部涡轮壳体围绕所述涡轮框架布置，并且其中所述涡轮框架进一步包括辐条，所述辐条大体上沿着所述径向方向从所述外部涡轮壳体的外侧延伸，并且通过所述涡轮框架的一个或多个所述轮叶联接至所述外部涡轮壳体。
11.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮框架包括三个或更多个辐条。
12.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮框架进一步包括第一轴承外壳，所述第一轴承外壳沿着所述径向方向布置在所述轮叶的内侧。
13.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述辐条在所述发动机的所述核心流动路径的内侧被联接至所述第一轴承外壳。
14.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮框架进一步包括第二轴承外壳，所述第二轴承外壳沿着所述径向方向布置在所述第一轴承外壳的内侧，并且其中所述第二轴承外壳被联接至所述第一轴承外壳。
15.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中第一平台被联接至所述第一轴承外壳，并且其中第二平台被联接至所述第二轴承外壳，并且进一步其中所述第一轴承表面被联接至所述第一平台，并且其中所述第二轴承表面和所述第三轴承表面分别被联接至所述第二平台。
16.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机进一步包括：
第一涡轮转子，所述第一涡轮转子限定低速涡轮转子，所述第一涡轮转子包括联接至转子毂的多个连接翼型件，所述转子毂联接至低压轴，并且其中所述多个连接翼型件被联接至外部护罩，并且其中多个外部护罩翼型件沿着所述径向方向向内延伸，并且其中所述多个外部护罩翼型件的第一级进一步包括沿着所述径向方向大体向内延伸的臂，并且其中所述臂被联接至轴向延伸毂，并且其中轴承组件布置在所述轴向延伸毂和所述涡轮框架的所述第一轴承表面之间。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机进一步包括：
第二涡轮转子，所述第二涡轮转子限定中速涡轮转子，所述第二涡轮转子沿着所述纵向方向布置在所述第一涡轮转子的所述连接翼型件的上游，其中所述第二涡轮转子包括轴承组件，所述轴承组件布置在所述第二涡轮转子和所述第二轴承表面之间；和
第三涡轮转子，所述第三涡轮转子沿着所述纵向方向在所述涡轮框架的上游限定高速涡轮转子，其中所述第三涡轮转子包括轴承组件，所述轴承组件布置在所述第三涡轮转子和所述第三轴承表面之间。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10294821B2 (en) * 2017-04-12 2019-05-21 General Electric Company Interturbine frame for gas turbine engine
US10815830B2 (en) * 2017-12-21 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Lightweight tierod
FR3093541B1 (fr) * 2019-03-08 2021-07-16 Safran Aircraft Engines Turbine à gaz pour aéronef à double rotor
US11085328B2 (en) * 2019-09-09 2021-08-10 Rohr, Inc. Assembly for sealing an annular gap between an inner structure and an outer structure
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
CN114876593B (zh) * 2022-07-06 2022-09-20 成都中科翼能科技有限公司 一种用于核心机涡轮转子轴承腔的封严结构

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1487324A (en) 1973-11-15 1977-09-28 Rolls Royce Gas turbine engines
US4704862A (en) * 1985-05-29 1987-11-10 United Technologies Corporation Ducted prop engine
US4860537A (en) 1986-08-29 1989-08-29 Brandt, Inc. High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine
FR2652387B1 (fr) 1989-09-27 1991-11-29 Snecma Moteur de propulsion a soufflantes contrarotatives.
US5361580A (en) * 1993-06-18 1994-11-08 General Electric Company Gas turbine engine rotor support system
US6619030B1 (en) * 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US6763654B2 (en) 2002-09-30 2004-07-20 General Electric Co. Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans
US7048496B2 (en) 2002-10-31 2006-05-23 General Electric Company Turbine cooling, purge, and sealing system
GB2408072A (en) * 2003-11-15 2005-05-18 Rolls Royce Plc Contra rotatable turbine system
SE527711C2 (sv) 2004-10-06 2006-05-16 Volvo Aero Corp Lagerstativstruktur och gasturbinmotor som innefattar lagerstativstrukturen
US7269938B2 (en) * 2004-10-29 2007-09-18 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7195447B2 (en) 2004-10-29 2007-03-27 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling same
US7726113B2 (en) * 2005-10-19 2010-06-01 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
EP3128164B1 (en) * 2006-08-22 2019-07-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine with intermediate speed booster
US7966806B2 (en) 2006-10-31 2011-06-28 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7921634B2 (en) 2006-10-31 2011-04-12 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7716914B2 (en) 2006-12-21 2010-05-18 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US8708643B2 (en) 2007-08-14 2014-04-29 General Electric Company Counter-rotatable fan gas turbine engine with axial flow positive displacement worm gas generator
GB0809759D0 (en) 2008-05-30 2008-07-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US8371127B2 (en) * 2009-10-01 2013-02-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling air system for mid turbine frame
FR2976024B1 (fr) 2011-05-31 2015-10-30 Snecma Moteur a turbine a gaz comportant trois corps rotatifs
US20130283802A1 (en) 2012-04-27 2013-10-31 General Electric Company Combustor
EP2900941B1 (en) 2012-09-26 2016-12-14 United Technologies Corporation Combined high pressure turbine case and turbine intermediate case
US9732629B2 (en) * 2013-03-15 2017-08-15 United Technologies Corporation Turbofan engine main bearing arrangement
US9932902B2 (en) 2014-07-15 2018-04-03 United Technologies Corporation Turbine section support for a gas turbine engine
US9777642B2 (en) * 2014-11-21 2017-10-03 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling the same
US9932858B2 (en) * 2015-07-27 2018-04-03 General Electric Company Gas turbine engine frame assembly

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US10519860B2 (en) 2019-12-31

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