CN112236580B - 航改式气体涡轮引擎和操作航改式气体涡轮引擎的方法 - Google Patents

航改式气体涡轮引擎和操作航改式气体涡轮引擎的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种包括气体发生器(66)和动力涡轮段(65)的气体涡轮引擎，该气体发生器由压缩机段(11)构成。该动力涡轮段(65)包括由动力涡轮轴(93)支撑的动力涡轮转子(81)，该动力涡轮轴与气体发生器(66)机械地脱开联接。动力涡轮轴(93)在其中具有流体地联接到轴承贮槽(521)的轴向腔体(511)，该轴承贮槽流体地联接到压缩机段(11)并容纳支撑气体发生器(66)的轴的至少一个轴承(106)。排气路径(527)从所述轴向腔体(511)延伸并导入该动力涡轮转子(81)下游的燃烧气体流动路径(515)。

Description

航改式气体涡轮引擎和操作航改式气体涡轮引擎的方法
技术领域
本公开涉及气体涡轮引擎。本文所公开的实施方案具体涉及具有气体发生器和自由动力涡轮段的气体涡轮引擎。
背景技术
气体涡轮引擎在发电应用以及机械驱动应用中均广泛地用作用于驱动旋转机械的原动机。如本文所理解的，发电应用是其中发电机由气体涡轮引擎驱动的那些应用。这些系统将燃料的化学能转换为可用的电能。如本文所理解的，机械驱动应用是其中气体涡轮引擎驱动除发电机之外的旋转设备(例如泵或压缩机，诸如单级或多级轴向或离心压缩机)的那些应用。
在一些应用中，气体涡轮引擎系统的紧凑性变得至关重要。具体地讲，在海上应用中，气体涡轮引擎及由其驱动的机械安装在漂浮的船舶上或安装在海上平台上，由于可用空间较小，需要减小机械设备的总占有面积。因此，高功率密度很重要。
航改式气体涡轮引擎是紧凑型机器，因此在海上应用中是特别理想的。如气体涡轮引擎领域中通常理解的并且如本文所用，术语“航改式气体涡轮引擎”用于指定至少部分地使用已针对飞行器运输进行设计的设备的气体涡轮引擎。这些气体涡轮引擎的特征在于紧凑和轻量。然而，这些机器在可用性和功率比方面具有一些限制。
气体涡轮引擎的关键方面中的一个方面涉及轴承设计。高功率比涉及涡轮轴上的高轴向负载，这继而需要使用复杂的轴承，诸如流体轴承，其具有比例如滚动轴承更高的负载承载能力。此类轴承复杂、笨重，并且需要结构复杂的轴承流体回路。
因此，希望开发一种克服或减轻现有技术的一个或多个限制的气体涡轮引擎。
发明内容
根据一个方面，本文公开了一种包括气体发生器和动力涡轮段的航改式气体涡轮引擎。动力涡轮段包括由旋转地布置在涡轮壳体中的动力涡轮轴支撑的动力涡轮转子。动力涡轮轴与气体发生器机械地脱开联接，即，能够以不同于气体发生器轴的旋转速度的旋转速度旋转。动力涡轮轴具有流体地联接到轴承贮槽的轴向腔体，该轴承贮槽容纳支撑气体发生器的轴的至少一个轴承。轴承贮槽流体地联接到气体发生器的压缩机段，并且被来自压缩机段的压缩空气吹扫。排气路径从所述轴向腔体延伸并导入动力涡轮转子下游的气体流动路径。
根据另一方面，本文公开了一种操作气体涡轮引擎的方法，该方法包括以下步骤：
操作气体涡轮引擎的气体发生器，该气体发生器至少包括由布置在轴承贮槽中的至少一个轴承支撑的旋转轴，并且由此产生燃烧气体；
使燃烧气体在动力涡轮段膨胀，该动力涡轮段包括由动力涡轮轴支撑的动力涡轮转子；
用来自气体发生器的压缩机段的压缩空气吹扫轴承贮槽；以及
将空气从轴承贮槽排出到动力涡轮轴的轴向腔体中，并穿过从流体地联接到动力涡轮转子下游的气体路径的轴向腔体延伸的排气路径。
附图说明
当结合附图考虑时，通过参考以下具体实施方式，将容易地获得对本发明所公开的实施方案及其许多伴随的优点的更全面的理解，这同样变得更好理解，其中：
图1示出了根据本文所公开的实施方案的包括由气体涡轮驱动的气体压缩机组的系统的示意图；
图2示出了根据本公开的实施方案的气体涡轮引擎的示意性剖视图；
图3示出了根据本公开的气体涡轮引擎的涡轮段的一部分的放大的更详细剖视图；以及
图4示出了概述本公开的方法的流程图。
具体实施方式
本发明公开了一种航改式气体涡轮引擎，该航改式气体涡轮引擎包括旨在改善轴承贮槽的排气并减少自由动力涡轮轴上的轴向负载的新的且有用的布置结构。通过减小轴上的轴向负载，可使用性能较差的轴承。在一些实施方案中，即使在较高功率比的情况下，也可使用滚动轴承来替代流体轴承。气体涡轮引擎的总占有面积和复杂性因此降低，并且维护变得更加容易。改进的轴承腔体排气改善了引擎在非设计条件下的可操作性。
一般来讲，气体涡轮引擎包括气体发生器和自由动力涡轮段。气体发生器包括压缩机段和涡轮段，以及两者间的燃烧器段。由压缩机段压缩的空气与燃料混合并在燃烧器段中点燃以产生热的、加压的燃烧气体。后者在气体发生器的一个或多个涡轮叶轮上膨胀，这些涡轮叶轮驱动地联接到压缩机段并提供动力来驱动压缩机段旋转。最后的膨胀步骤在动力涡轮段进行，动力涡轮段包括由动力涡轮轴支撑的自由动力涡轮。气体发生器的至少一个轴承(例如最靠近动力涡轮段放置的轴承)被布置在贮槽中，该贮槽流体地联接到动力涡轮轴的轴向腔体并进一步流体地联接到气体发生器的压缩机段以从其接收压缩空气。通过在动力涡轮轴中提供轴向腔体，动力涡轮轴的重量减轻，并且可使得其直径比现有技术的机器更大。轴向腔体继而经由排气路径与动力涡轮段的下游的燃烧气体路径流体联接，在那里存在最低气压。这种布置结构促进了轴承贮槽的排气并提高了气体涡轮引擎的效率，在非设计操作条件下也是如此。如稍后将更详细地解释的那样，动力涡轮轴增大的直径减小了其轴承上的轴向负载。
现在转到附图，图1示意性地示出了包括气体涡轮引擎2和负载3的系统1。在一些实施方案中，负载3可包括旋转设备。系统1的示例性实施方案包括形成负载3(的一部分)的压缩机组。压缩机组3可包括轴线6和沿其布置的多个旋转机器。在图1的示意图中，负载3包括三个旋转机器7、8、9，例如用于处理在制冷剂回路中循环的一种或多种制冷剂流体的三个气体压缩机。压缩机可为同一闭合回路(例如LNG系统的制冷剂回路)的一部分。在其它实施方案中，压缩机可属于两个或三个不同的闭合回路，以用于单独地处理相应的气流，例如LNG系统中的制冷剂流。
图1的布置结构仅作为示例提供。应当理解，气体涡轮引擎2可用于驱动不同的负载，例如发电机。在另外的实施方案中，气体涡轮引擎2可用于驱动复合负载，例如包括压缩机和用电机器的组合。
继续参考图1，图2示出了气体涡轮引擎2的示例性实施方案的示意性剖视图。气体涡轮引擎2可包括压缩机段11、燃烧器段13和涡轮段15。
根据一些实施方案，压缩机段11依次包括低压压缩机段17和高压压缩机段19。低压压缩机段17可通过空气流动通道21流体地联接到高压压缩机段19。低压压缩机段17可流体地联接到进气口充气室，该进气口充气室通过过滤器外壳25接收环境空气(图1)。过滤器外壳25可通过洁净空气管道26流体地联接到进气口充气室23。空气可经预处理，例如可在被低压压缩机段17吸入之前经冷却。在一些布置结构中，空气在被递送到低压压缩机段17之前不经冷却，使得可省去冷冻布置结构和相关设备，这得到更紧凑的布置结构。
如图2的示意图所示，低压压缩机段17可包括围绕气体涡轮轴线A-A旋转的低压压缩机转子27。低压压缩机转子27可包括旋转叶片31的多个环形布置结构。在图2的示例性实施方案中，低压压缩机转子27包括旋转叶片31的四个环形布置结构，这些旋转叶片与低压压缩机转子27一体地旋转。
低压压缩机段17还可包括固定地布置在壳体35中的固定叶片33的多个环形布置结构。固定叶片33的每个环形布置结构与旋转叶片31的所述环形布置结构中的相应一个环形布置结构组合。每对连续布置的旋转叶片布置结构和固定叶片布置结构形成一个低压压缩机级。在本文所公开的示例性实施方案中，低压压缩机段17包括四个低压压缩机级。一组入口导叶33A也可布置在旋转叶片31的最上游组的上游。一组固定叶片可布置在低压压缩机段17与高压压缩机段19之间，以拉直两个段之间的气流。
在本说明书的上下文中，除非另外指明，否则术语“下游”和“上游”是指空气或气体流经机器的方向。
入口导叶33A可为可变的入口导叶，即，它们可围绕相应的基本上径向的枢转轴线枢转地安装在壳体35上。入口导叶33A下游的固定叶片33的一个、一些或所有环形布置结构的叶片可具有可变几何形状。可变几何形状叶片布置结构的固定叶片可支撑在壳体35上，以便能够围绕基本径向的枢转轴线枢转。本文所用的“基本上径向枢转轴线”可被理解为基本上正交于气体涡轮轴线A-A(即，气体涡轮引擎2的旋转部件所围绕的轴线)取向的轴线。
根据本文所公开的实施方案，高压压缩机段19可包括高压压缩机转子41，该高压压缩机转子被布置用于围绕气体涡轮轴线A-A旋转，并且因此与低压压缩机转子27同轴。高压压缩机转子41可包括旋转叶片43的多个环形布置结构。在图2的示例性实施方案中，高压压缩机转子41包括旋转叶片43的九个环形布置结构，这些旋转叶片与低压压缩机转子41一体地旋转。
高压压缩机段19还可包括固定地布置在壳体35中的固定叶片45的多个环形布置结构。固定叶片45的环形布置结构与旋转叶片43的每个环形布置结构组合。每对连续布置的固定叶片布置结构和旋转叶片布置结构形成一个高压压缩机级。
还可在高压压缩机级的下游设置最后一组出口导叶45A，以便拉直高压压缩机段19的出口处的流。
高压压缩机段19的固定叶片45的一个、一些或所有环形布置结构的叶片可具有可变几何形状。在一些实施方案中，固定叶片布置都不具有可变几何形状。与在低压压缩机段17中一样，在高压压缩机段19中，可变几何形状叶片布置结构的每个固定叶片也可支撑在壳体35上，以便能够围绕基本径向的枢转轴线枢转。
高压压缩机段19通过该组固定叶片45A和高压空气流动通道46流体地联接到燃烧器段13。
燃烧器段13可包括环形燃烧室47。在一些实施方案中，多个燃料喷嘴49沿着环形燃烧室47并围绕气体涡轮轴线A-A环形地布置。在优选的实施方案中，燃烧器段13包括干式低排放系统，在本领域中通常被称为DLE系统。干式低排放系统无需在燃烧室中添加水即可提供减少的有害的CO和/或NOx排放。
在一些实施方案中，燃烧器段可包括扩散燃烧器。
由高压压缩机段19递送的压缩空气与气态或液体燃料混合，并且空气/燃料混合物在燃烧器段13中被点燃以产生加压的热燃烧气体，该加压的热燃烧气体被递送到流体地联接到燃烧器段13的涡轮段15。
涡轮段15可依次包括若干个顺序的涡轮子段。在本文所公开的示例性实施方案中，涡轮段15可包括直接布置在燃烧器段13下游的高压涡轮段61。可在高压涡轮段61的下游布置中压涡轮段63。此外，可在中压涡轮段63的下游布置动力涡轮段65，也被称为低压涡轮段65。由于稍后将变得显而易见的原因，动力涡轮段65也可被称为“自由动力涡轮段”，并且可包括“自由动力涡轮”或“自由涡轮”。自由涡轮包括自由涡轮转子(也被称为低压涡轮转子或动力涡轮转子)和自由涡轮定子(也被称为低压涡轮定子或动力涡轮定子)。
在本文所公开的示例性实施方案中，高压涡轮段61可包括被布置成围绕涡轮轴线A-A旋转的高压涡轮转子67。高压涡轮转子67可包括多组旋转叶片，每组旋转叶片包括围绕涡轮轴线A-A以环形构型布置的多个叶片。在图2的实施方案中，高压涡轮转子67包括两组旋转叶片69。相应组的固定叶片71可与每组旋转叶片69组合。因此，第一组固定叶片71被布置在燃烧室47与高压涡轮段61的第一组旋转叶片69之间。根据气体涡轮引擎2的示例性实施方案，高压涡轮段61包括两组旋转叶片69和两组固定叶片71，它们形成两个高压涡轮级。
布置在高压涡轮段61下游的中压涡轮段63可包括布置在壳体35中的用于围绕涡轮轴线A-A旋转的中压涡轮转子73。中压涡轮转子73可包括被安装成用于与其共旋转的多个旋转叶片75。在一些实施方案中，如图2所示，中压涡轮转子73的旋转叶片75可按照单组周向布置的叶片进行布置。中压涡轮段63还可包括固定叶片77。根据示例性实施方案，如图2所示，固定叶片77形成布置在旋转叶片75上游的单组周向布置的固定叶片77。固定叶片77的周向组和旋转叶片75的周向组形成单个中压涡轮级。
所示出的涡轮级的数量仅作为示例。在其它实施方案中，高压涡轮段61、中压涡轮段63或两者可包括不同数量的级。
低压压缩机段17、高压压缩机段19、燃烧器段13、高压涡轮段61和中压涡轮段63组合形成气体发生器段，共同标记为66，其生成燃烧气体，该燃烧气体在高压涡轮段61和中压涡轮段63部分地膨胀以产生机械动力来驱动压缩机段11。由中压涡轮段63递送的部分膨胀的燃烧气体在低压涡轮段65进一步膨胀，以产生可用于动力涡轮轴的有用动力，这将在稍后进行描述。
布置在中压涡轮段63下游的低压涡轮段或动力涡轮段65可包括低压涡轮转子81，也被称为自由动力涡轮转子或简称为动力涡轮转子81，其布置在壳体35中以围绕涡轮轴线A-A旋转。动力涡轮段65还包括低压涡轮定子，也被称为自由动力涡轮定子或简称为动力涡轮定子。
旋转叶片83的周向布置结构可安装在低压涡轮转子81上。在一些实施方案中，四组周向布置的旋转叶片83布置在低压涡轮转子81上。周向布置的旋转叶片83的每个组或布置结构与周向布置的固定叶片85的一个组或布置结构组合，固定叶片安装在壳体35上并形成自由动力涡轮定子或低压涡轮定子的一部分。每对顺序布置的固定叶片85的周向组和旋转叶片83的相关周向组形成低压涡轮段65的相应级。
在燃烧器段13中产生的燃烧气体在高压涡轮段61、在中压涡轮段63以及在低压涡轮段或动力涡轮段65顺序地膨胀。燃烧气体在每个高压涡轮段、中压涡轮段和低压涡轮段中的焓降产生对应量的机械动力，该机械动力如下文所述的那样被利用。
高压压缩机转子41和高压涡轮转子67两者都安装在第一涡轮轴91上或被约束到第一涡轮轴，以围绕涡轮轴线A-A与其共旋转。高压压缩机转子41、高压涡轮转子67和第一涡轮轴91的组合形成气体涡轮引擎的第一转轴(spool)。有时，这三个部件被共同称为气体涡轮引擎2的“第一转子”或“高压转子”。
高压压缩机转子41、第一涡轮轴91和高压涡轮转子67以相同旋转速度旋转。通过介于燃烧室47中的压力与中压涡轮段63的入口处的中压压力之间的燃烧气体的膨胀在高压涡轮段61产生机械动力，该机械动力用于旋转高压压缩机转子41，并且由此将空气压力从低压压缩机段17的递送侧处的递送压力提高到燃烧器段13的入口处的空气压力。
低压压缩机转子27和中压涡轮转子73两者都安装在第二涡轮轴92上，以围绕涡轮轴线A-A与其共旋转。低压压缩机转子27、中压涡轮转子73和第二涡轮轴92的组合形成气体涡轮引擎2的第二转轴。有时，这三个部件被共同称为气体涡轮引擎2的“第二转子”或“中压转子”。
低压压缩机转子27和中压涡轮转子73由此机械地联接到彼此并以相同速度旋转。通过使流经中压涡轮段63的气体膨胀而产生机械动力，该机械动力用于旋转低压压缩机转子27。通过中压涡轮段63的气体膨胀而产生的机械动力由此被利用，以将由气体涡轮引擎2吸入的空气的压力从环境压力升高到在空气流动通道21中获得的第一空气压力，该空气流动通道将低压压缩机段17的递送侧和高压压缩机段19彼此流体地连接。
第一涡轮轴91与第二涡轮轴92同轴。第一涡轮轴91是内部中空的，使得第二涡轮轴92延伸穿过第一涡轮轴91，并且在第一涡轮轴91的两个端部处突出超过第一涡轮轴91的相对的第一端部和第二端部并且分别超过高压压缩机转子41和高压涡轮转子67。
通过上述布置结构，包括高压压缩机转子41、第一涡轮轴91和高压涡轮转子67的第一转轴以第一旋转速度旋转。包括低压压缩机转子27、第二涡轮轴92和中压涡轮转子73的第二转轴以第二旋转速度旋转，该第二旋转速度可不同于第一旋转速度。
与燃烧器段13组合的第一转轴和第二转轴也被共同称为气体涡轮引擎2的“超核心”或“气体发生器”。第一转轴和燃烧器段13组合起来也被共同称为气体涡轮引擎2的“核心”。
低压涡轮转子或自由动力涡轮转子81可安装在动力涡轮轴93上以在壳体35中与其共旋转。此处的动力涡轮轴93也被称为第三涡轮轴93。在图1的压缩机组3的示例性构型中，第三涡轮轴93可驱动地联接到由气体涡轮引擎2驱动的负载的轴线6。第三涡轮轴93与第一涡轮轴91和第二涡轮轴92轴向对准，但在其外部并且从其机械地分离。
通过以上布置结构，高压压缩机段19和高压涡轮段61通过第一涡轮轴91机械地联接，以及通过延伸跨过燃烧器段13的流动通道流体地联接。低压压缩机段17和中压涡轮段63通过第二涡轮轴92机械地联接，并且进一步通过延伸穿过高压压缩机段19、燃烧器段13和高压涡轮段63的流动路径流体地联接。
相反，低压涡轮段65或动力涡轮段65仅流体地联接到中压涡轮段63，但相对于第一转轴和第二转轴机械地分离，即脱开联接。为此，动力涡轮段65也被称为自由动力涡轮段65，因为其涡轮转子可与第一转轴和第二转轴分开地以不同于气体涡轮引擎的核心和超核心的旋转速度旋转。
动力涡轮段65和动力涡轮轴93或第三涡轮轴93形成能够以第三旋转速度旋转的“半转轴”，第三旋转速度可不同于第一转轴的第一旋转速度和/或第二转轴的第二旋转速度。
第一涡轮轴91和/或第二涡轮轴92和/或第三涡轮轴93可由多个轴承支撑。在一些实施方案中，支撑第一涡轮轴91的一个、一些或优选地所有轴承是滚动轴承，而不是流体静力轴承、磁轴承或流体动力轴承。类似地，在一些实施方案中，支撑第二涡轮轴92的一个、一些或优选地所有轴承是滚动轴承，而不是流体静力轴承、磁轴承或流体动力轴承。同样地，在一些实施方案中，支撑第三涡轮轴93的一个、一些或优选地所有轴承是滚动轴承，而不是流体静力轴承、磁轴承或流体动力轴承。
如本文所用并且如本领域通常所理解的“滚动轴承”是该轴承包括第一轴承部件或座圈和第二轴承部件或座圈的轴承的轴承，第一轴承部件或座圈用于与支撑轴共旋转，第二轴承部件或座圈被约束到可为静止的支撑结构，并且该轴承还包括位于第一轴承部件与第二轴承部件之间的滚动体，该滚动体在第一轴承部件与第二轴承部件之间滚动并与它们接触以减小两者间的摩擦。
滚动轴承是特别有利的，因为与流体静力轴承或流体动力轴承相比，它们需要有限量的润滑油。此外，与磁性轴承相比，它们更简单且需要更少维护。因此，它们需要较少的辅助设备空间。
在一些实施方案中，第一涡轮轴、第二涡轮轴和第三涡轮轴中的一个、一些或全部由至少两个径向轴承和至少一个轴向轴承或推力轴承支撑。如本文所用，“径向轴承”可被理解为主要具有径向负载支撑能力的轴承，即，其被专门构造成支撑在主要正交于轴承旋转轴线的方向上取向的负载。如本文所用，“轴向轴承”或“推力轴承”可被理解为主要具有轴向负载轴承能力的轴承，即，其被专门构造成支撑平行于轴承旋转轴线取向的推力或负载。
第一涡轮轴91可由第一轴向滚动轴承101例如滚珠轴承支撑。第一涡轮轴91还可由第二径向滚动轴承102支撑。轴承101和102可布置在第一涡轮轴91的第一端部处。还可布置第三径向滚动轴承103，用于在其第二端部处支撑第一涡轮轴91。在一些实施方案中，第二径向轴承102和第三径向轴承103可为滚柱轴承。在一些实施方案中，第一轴向轴承101还可具有与轴向负载能力结合的径向负载能力，即，其可适于支撑组合的径向负载和轴向负载。
在一些实施方案中，第一轴向轴承101可位于第一涡轮轴91的上游端部(即，面向低压压缩机段的端部)处或附近。在示例性实施方案中，第二径向轴承102可位于第一涡轮轴91的上游端部处或附近。第三径向轴承103可位于第一涡轮轴91的下游端部(即，面向低压涡轮段65的端部)附近。
在一些实施方案中，第一轴向轴承101可布置在第二径向轴承102与第三径向轴承103之间。在其它实施方案中，如图2所示，第二径向轴承102可布置在第一轴向轴承101与第三径向轴承103之间。
第二涡轮轴92可由第四滚动轴承104例如滚柱轴承支撑。第二涡轮轴92还可由第五滚动轴承105支撑。还可布置第六滚动轴承106，用于支撑第二涡轮轴92。在一些实施方案中，第四轴承104和第六轴承106可为径向轴承。在一些实施方案中，第五轴承105可为轴向轴承，即，推力轴承。在一些实施方案中，第五轴向轴承105还可具有与轴向负载能力结合的径向负载能力，即，其可适于支撑组合的径向负载和轴向负载。
在第二涡轮轴92的一个端部处可布置支撑第二涡轮轴92的两个滚动轴承，并且在第二涡轮轴92的另一个端部处可布置支撑第二涡轮轴92的一个滚动轴承。例如，可在第二涡轮轴92的上游端部(即，在第一涡轮轴91的上游延伸的端部)处或附近布置两个滚动轴承，并且可在第二涡轮轴92的下游端部(即，在第一涡轮轴91的下游延伸的轴端部)处或附近布置另外一个滚动轴承。在图2所示的示例性实施方案中，第四径向轴承104布置在低压压缩机转子27处。第五轴向轴承105布置在低压压缩机转子27处。第六径向轴承106可布置在中压涡轮转子73处或附近。
通过将轴承103和106布置在同一个贮槽布置结构中，在中压涡轮转子73与低压涡轮转子81之间可以不需要另外的支撑框架。
由此，高压压缩机转子41和高压涡轮转子67都可由居间轴承构型中的第一涡轮轴91支撑，居间轴承构型即在第一轴承组(例如轴承101和102)与第二轴承组(仅包括轴承103)之间，第二轴承组定位在第一涡轮轴91的面向自由动力涡轮段(即，低压涡轮段65)的端部附近。
安装在第二涡轮轴92上的中压涡轮转子73和低压压缩机转子27可按照部分悬垂构型支撑，即，分别支撑在轴承106上以及支撑在轴承104和105上。
在一些实施方案中，低压涡轮转子或动力涡轮转子81以悬垂构型安装在第三动力涡轮轴93上。在示例性实施方案中，低压涡轮转子81可安装在第三涡轮轴93的面向中压涡轮转子73的第一上游端部上。第三涡轮轴93的第二相对端部(以94示意性地示出)是适于机械地联接到轴线6和从动负载的负载联接端部。第三涡轮轴93可由三个滚动轴承支撑，即，第七轴承107、第八轴承108和第九轴承109。支撑第三涡轮轴93的三个轴承107、108、109可布置在低压涡轮转子81的同一侧上，即，布置在低压涡轮转子81与第三涡轮轴93的负载联接端部94之间。在特别优选的实施方案中，第七轴承107和第九轴承109可为径向轴承，而中间的第八轴承108可为轴向轴承或推力轴承。
通过将第三涡轮轴93的轴承布置在与高压涡轮段和中压涡轮段相对的一侧上，更好地保护了轴承免受污染，特别是在气体涡轮引擎的维护干预期间。更具体地讲，例如当打开和/或移除气体涡轮引擎的核心和超级核心时，例如为了进行维护、修理或更换时，第三涡轮轴93的轴承受到最好的保护以免被污染物污染。
根据本公开，可使用特征部和布置结构来减小第三涡轮轴93(即，支撑动力涡轮转子81的动力涡轮轴)上的轴向负载。通过减小第三涡轮轴93上的轴向负载，无需借助流体动力或流体静力推力轴承，可在ISO日间(ISO–day)条件下更容易地实现高涡轮功率比，例如在40MW或更高的范围内，例如在60MW或更高的范围内，诸如65MW或更高的范围内。轴上减小的推力允许使用滚动轴承来替代更复杂的流体轴承和相关的辅助设备。上述功率范围仅作为示例。应当理解，可预见到具有不同功率比(例如较小功率比)的气体涡轮引擎。
继续参考图1和图2，虽然图2以稍微示意性的方式示出了气体涡轮引擎2的主要段和部件，但图3更详细地示出了根据本公开的一个实施方案中的涡轮段15的一部分的放大剖视图。
如图3所示，第三涡轮轴93或动力涡轮轴93可设置有轴向腔体511，该轴向腔体可被构造为盲孔，并且可轴向延伸穿过低压涡轮转子81并且可朝向中压涡轮转子73打开。轴向腔体511可收集从低压涡轮转子81的腔体513泄漏的加压空气。腔体513容纳低压涡轮转子81的盘84，低压涡轮段65的旋转叶片83安装在该盘上。
腔体513通常用来自压缩机段11的空气加压。腔体513中的压力通常略高于穿过低压涡轮段65的燃烧气体的流动路径515中的最高压力。腔体513的加压防止热燃烧气体接触低压涡轮转子81的除转子叶片之外的部件。这可能是有利的，因为虽然涡轮叶片通常由适于承受高温的高性能材料制成，但转子的大多数内部部分可能由较便宜、性能较差的材料制成，不适于与高温燃烧气体保持接触。
腔体513中的空气压力增大了施加在第三涡轮轴93上的向前推力，并且因此对第三涡轮轴93的轴向轴承108上的负载产生负面影响。
为了减小腔体513中的空气压力对施加在第三涡轮轴91上的轴向推力的负面影响，通过增大第三涡轮轴91在轴向腔体511所在区域中的直径来减小压力腔体513的直径。
在与低压涡轮转子81成一体的第三涡轮轴93和与中压涡轮转子73成一体的第二涡轮轴92之间设置有旋转排气密封件517。经旋转排气密封件517泄漏的加压空气由此被收集在第三涡轮轴93的轴向腔体511中。
轴向腔体511可流体地联接到支撑第二涡轮轴92的轴承的轴承贮槽。具体地讲，轴向腔体511可流体地联接到布置有第六滚动轴承106的轴承贮槽521。可用来自压缩机段11的压缩空气吹扫轴承贮槽521，类似于气体涡轮引擎2的其它轴承贮槽，以防止热燃烧气体接触容纳在贮槽中的轴承并损坏润滑油或轴承的机械部件。必须排出递送到轴承贮槽的加压空气，使得轴承贮槽中保持连续的空气流，以保护轴承免受热燃烧气体高温的影响。
根据一些实施方案，在中压涡轮转子73中设置有排气端口523。排气端口523使贮槽521与第三涡轮轴93的轴向腔体511流体连通。
收集在轴向腔体511中的空气(其可包括来自旋转排气密封件517的泄漏空气以及来自轴承贮槽521的空气)可通过排气端口525和延伸穿过气体涡轮引擎2的固定部分529的排气路径527从轴向腔体511中排出。排气路径527可导入气体流动路径的端部部分531，例如低压涡轮段65的最后一级的直接下游。气体流动路径的端部部分531中的压力可低于环境压力，使得可确保在气体涡轮引擎2的所有操作条件下从轴承贮槽521有效地排气，即使在部分负载条件下也是如此。当气体涡轮引擎2在其设计点以下(例如在额定功率的80％或以下，例如等于或约为额定功率的70％)操作时，也特别地保持有效的排气。
如上所述，除了为来自轴承贮槽521的空气提供有效排气路径之外，由于低压涡轮转子81的内部的一部分被第三涡轮轴93的轴向腔体511占据，第三气体涡轮轴93中的轴向腔体511还减小了低压涡轮转子81的腔体513的容积，并且因此减小了包含在腔体511中的空气的压力所施加的总面积。因此，减小了由第三涡轮轴93上以及轴向轴承或推力轴承108上的腔体513中的空气压力产生的轴向推力。
根据一些实施方案，为了进一步减小第三涡轮轴93上的轴向推力，气体涡轮引擎2可设置有平衡活塞腔体533。在一些实施方案中，平衡活塞腔体533可布置在低压涡轮转子81的前方，即，在其与中压涡轮段63相对的一侧上。例如，平衡活塞腔体533可布置在与壳体35成一体的静止隔膜535和低压涡轮转子81的前表面之间，该前表面即低压涡轮转子81的面向第三涡轮轴93的负载联接端部94的表面。
来自压缩机段11的加压空气可通过形成于壳体中和气体涡轮引擎2的固定部分中的通道(未示出)递送到平衡活塞腔体533中。平衡活塞腔体533内部的压力在低压涡轮转子81上产生轴向推力，该轴向推力的方向与由转子腔体513中的空气压力以及由膨胀穿过低压涡轮65的燃烧气体产生的轴向负载所产生的推力相反。
在一些实施方案中，平衡活塞腔体533可布置在排气路径527与低压涡轮转子81之间，使得排气路径527形成于气体涡轮引擎2的固定部分中，位于平衡活塞腔体533后面，在后者与第三涡轮轴93的负载联接端部94之间。因此，排气路径527在其与低压涡轮转子相对的一侧上围绕平衡活塞腔体533延伸。
在其它实施方案中，平衡活塞腔体可布置在低压涡轮段65周围的不同位置，如本领域的技术人员已知的那样。
虽然已经依据各种特定实施方案描述了本发明，但本领域技术人员将明白，在不脱离权利要求的精神和范围的情况下，许多修改、变化和省略是可能的。

Claims (9)

1.一种航改式气体涡轮引擎(2)，所述航改式气体涡轮引擎包括：
-气体发生器(66)，所述气体发生器由压缩机段(11)和旋转轴构成；和
-动力涡轮段(65)，所述动力涡轮段具有由动力涡轮轴(93)支撑的动力涡轮转子(81)，所述动力涡轮轴与所述气体发生器(66)机械地脱开联接，以使所述动力涡轮转子(81)能够以不同于所述气体发生器(66)的所述旋转轴的旋转速度单独地旋转，其中所述气体发生器(66)产生燃烧气体以使所述燃烧气体在所述动力涡轮段(65)膨胀；
其中所述动力涡轮轴(93)在其中具有与轴承贮槽(521)流体地联接的轴向腔体(511)；其中通过增大所述动力涡轮轴(93)在所述轴向腔体(511)所在区域中的直径来减小所述动力涡轮转子(81)的腔体(513)的直径；其中所述轴承贮槽(521)与所述压缩机段(11)流体地联接并容纳支撑所述气体发生器(66)的所述旋转轴的至少一个轴承(106)；并且其中排气路径(527)从所述轴向腔体(511)延伸并导入所述动力涡轮转子(81)下游的燃烧气体流动路径(515)。
2.根据权利要求1所述的航改式气体涡轮引擎(2)，其中所述气体发生器(66)包括至少由第一涡轮轴(91)构成的高压涡轮段(61)，以及由所述至少一个轴承(106)支撑的第二涡轮轴(92)构成的中压涡轮段(63)。
3.根据权利要求1所述的航改式气体涡轮引擎(2)，其中所述气体发生器(66)包括：
通过第一涡轮轴(91)彼此驱动地联接的高压涡轮段(61)和高压压缩机段(19)；
通过第二涡轮轴(92)彼此驱动地联接的中压涡轮段(63)和低压压缩机段(17)，所述第一涡轮轴(91)和所述第二涡轮轴(92)同轴布置，所述第二涡轮轴(92)延伸穿过所述第一涡轮轴(91)；和
燃烧器段(13)，所述燃烧器段流体地联接到所述高压压缩机段(19)和所述高压涡轮段(61)。
4.根据权利要求3所述的航改式气体涡轮引擎(2)，其中布置在所述轴承贮槽(521)中的所述至少一个轴承(106)支撑所述第二涡轮轴(92)。
5.根据前述权利要求中任一项所述的航改式气体涡轮引擎(2)，其中平衡活塞腔体(533)设置在所述动力涡轮转子(81)的与所述气体发生器(66)相对的一侧上。
6.根据权利要求5所述的航改式气体涡轮引擎(2)，其中所述排气路径(527)在所述平衡活塞腔体(533)的与所述动力涡轮转子相对的一侧上径向延伸。
7.根据权利要求1-4中任一项所述的航改式气体涡轮引擎(2)，其中所述动力涡轮轴(93)由滚动轴承(107,108,109)支撑。
8.根据权利要求1-4中任一项所述的航改式气体涡轮引擎(2)，其中所述动力涡轮转子(81)以悬垂构型安装在所述动力涡轮轴(93)上；其中所述动力涡轮轴(93)由轴承(107,108,109)支撑，所述轴承布置在所述动力涡轮转子(81)的与所述气体发生器(66)相对的一侧上。
9.一种操作航改式气体涡轮引擎的方法，所述方法包括以下步骤：
操作所述航改式气体涡轮引擎(2)的气体发生器(66)，所述气体发生器至少包括由布置在轴承贮槽(521)中的至少一个轴承(106)支撑的旋转轴，并且由此产生燃烧气体；
使所述燃烧气体在动力涡轮段(65)膨胀，所述动力涡轮段包括由动力涡轮轴(93)支撑的动力涡轮转子(81)，其中所述动力涡轮轴(93)与所述气体发生器(66)机械地脱开联接，以使所述动力涡轮转子(81)能够以不同于所述气体发生器(66)的所述旋转轴的旋转速度单独地旋转；
用来自所述气体发生器(66)的压缩机段(11)的压缩空气吹扫所述轴承贮槽(521)；以及
将所述空气从所述轴承贮槽(521)排出到所述动力涡轮轴(93)的轴向腔体(511)中，并穿过与所述动力涡轮转子(81)下游的燃烧气体流动路径(515)流体地联接的排气路径(527)，其中通过增大所述动力涡轮轴(93)在所述轴向腔体(511)所在区域中的直径来减小所述动力涡轮转子(81)的腔体(513)的直径。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844110A (en) * 1973-02-26 1974-10-29 Gen Electric Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system
EP0128850A2 (en) * 1983-05-31 1984-12-19 United Technologies Corporation Thrust balancing and cooling system
US5154048A (en) * 1990-10-01 1992-10-13 General Electric Company Apparatus for thrust balancing and frame heating
JP2005069167A (ja) * 2003-08-27 2005-03-17 Hitachi Ltd ２軸式ガスタービン
CN101498245A (zh) * 2008-01-31 2009-08-05 通用电气公司 发电涡轮系统
CN103140651A (zh) * 2010-09-23 2013-06-05 斯奈克玛 利用来自进气管道的空气对涡轮机的轴承腔室进行增压的系统

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1804042A1 (ru) * 1991-03-28 1994-01-15 Киевский механический завод им.О.К.Антонова Система охлаждения теплообменника двигателя
GB0304320D0 (en) * 2003-02-26 2003-04-02 Bladon Jets Ltd Gas turbine engines
US7007484B2 (en) * 2003-06-06 2006-03-07 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7458202B2 (en) * 2004-10-29 2008-12-02 General Electric Company Lubrication system for a counter-rotating turbine engine and method of assembling same
US20060120854A1 (en) 2004-12-08 2006-06-08 Wakeman Thomas G Gas turbine 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
DE102007023380A1 (de) * 2007-05-18 2008-11-20 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine
WO2009073838A1 (en) * 2007-12-07 2009-06-11 Dresser-Rand Company Compressor system and method for gas liquefaction system
US20090193783A1 (en) * 2008-01-31 2009-08-06 General Electric Company Power generating turbine systems
US8727632B2 (en) * 2011-11-01 2014-05-20 General Electric Company Bearing support apparatus for a gas turbine engine
US8366382B1 (en) 2012-01-31 2013-02-05 United Technologies Corporation Mid-turbine frame buffer system
ITFI20120292A1 (it) * 2012-12-24 2014-06-25 Nuovo Pignone Srl "gas turbines in mechanical drive applications and operating methods"
US9903224B2 (en) * 2012-12-29 2018-02-27 United Technologies Corporation Scupper channelling in gas turbine modules
US8870699B2 (en) * 2013-03-11 2014-10-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Lubrication oil system for a reduction gearbox
WO2014176178A1 (en) * 2013-04-22 2014-10-30 United Technologies Corporation Bearing compartment with integrated fluid lines
FR3008738B1 (fr) * 2013-07-16 2015-08-28 Snecma Dispositif de protection contre les fuites d'huile vers les rotors d'une turbine de turbomachine
US20160102580A1 (en) * 2014-10-13 2016-04-14 Pw Power Systems, Inc. Power turbine inlet duct lip
FR3028888B1 (fr) * 2014-11-25 2016-12-09 Snecma Dispositif de refroidissement pour une turbomachine alimente par un circuit de decharge
GB201421882D0 (en) 2014-12-09 2015-01-21 Rolls Royce Plc Bearing load sharing system
US9677424B2 (en) * 2015-06-24 2017-06-13 General Electric Company Gas turbine engine
RU2606458C1 (ru) * 2015-10-06 2017-01-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Двухроторный газотурбинный двигатель
CA2957467A1 (en) * 2016-02-24 2017-08-24 General Electric Company Turbine engine ejector throat control
US10781751B1 (en) * 2018-03-22 2020-09-22 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine secondary air system and axial thrust management system for a rotor of the engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844110A (en) * 1973-02-26 1974-10-29 Gen Electric Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system
EP0128850A2 (en) * 1983-05-31 1984-12-19 United Technologies Corporation Thrust balancing and cooling system
US5154048A (en) * 1990-10-01 1992-10-13 General Electric Company Apparatus for thrust balancing and frame heating
JP2005069167A (ja) * 2003-08-27 2005-03-17 Hitachi Ltd ２軸式ガスタービン
CN101498245A (zh) * 2008-01-31 2009-08-05 通用电气公司 发电涡轮系统
CN103140651A (zh) * 2010-09-23 2013-06-05 斯奈克玛 利用来自进气管道的空气对涡轮机的轴承腔室进行增压的系统

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