CN1900508A - 整体的反向旋转涡轮风扇 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮风扇发动机(10)，其包括串联的流体连通的风扇(14)、压缩机(18)、燃烧室(20)、单级高压涡轮(22)、以及低压涡轮(24)。低压涡轮(24)中的第一级转子叶片(58)与高压涡轮(22)中的转子叶片(46)以方向相反的方式定向以便反向旋转。低压涡轮(24)中的第一级定子翼片(52)具有的曲度和扭曲度便于在高压和低压涡轮(22，24)的转子叶片(46，58)之间直接承受涡旋作用。

Description

整体的反向旋转涡轮风扇
技术领域
本发明总体上涉及燃气涡轮发动机，更具体地，本发明涉及飞机涡轮风扇发动机。
背景技术
燃气涡轮发动机已逐步发展成用于为各种形式的商用飞机和军用飞机提供动力的许多结构。典型的涡轮风扇发动机包括串联的流动连通的风扇、压缩机、燃烧室、高压涡轮(HPT)、以及低压涡轮(LPT)。
空气进入发动机中由风扇和压缩机加压，并且与燃烧室中的燃料混合以产生热燃烧气体。从通过互连轴为压缩机提供动力的HPT(高压涡轮)中的燃烧气体中提取能量。从通过第二轴为风扇提供动力的LPT(低压涡轮)中的燃烧气体中提取补充能量。
风扇通常布置在风扇引擎机舱内部，风扇引擎机舱在围绕核心发动机的整流罩周围限定了近似环形的旁路管道。风扇叶片加压的空气被径向分开，其中内部部分被引导通过核心发动机的压缩机，而外部部分被引导通过旁路管道，从而绕过核心发动机。通过绕过核心发动机的加压风扇空气以及通过从核心发动机排出的热燃烧气体产生推动力。
根据绕过核心发动机的风扇空气量，涡轮风扇发动机可为低旁路或高旁路的。为飞行中的商用飞机提供动力的现代涡轮风扇飞机发动机通常是具有安装在风扇引擎机舱内部并由多级LPT提供动力的较大的、单级风扇叶片的高旁路的发动机。HPT中可具有单级或多级并且与LPT的多级协作以使从燃烧气体中提取的用于为风扇和压缩机提供动力的能量最大化。
现代涡轮风扇发动机中的压缩机通常是由HPT的转子或轴直接驱动的多级轴向高压压缩机。在一些结构中，多级、轴向增压器或低压压缩机布置在风扇和高压压缩机之间并与由LPT提供动力的风扇轴或转子相连。
压缩机和涡轮具有从通过相应转子或轴连接在一起的支撑转子线轴或圆盘径向向外延伸的多级或多排转子叶片。每级或每排的转子叶片通常都与上游排或级的定子翼片合作。
定子翼片和转子叶片具有相应的翼面结构，它们协作用于加压压缩机中的空气并且使涡轮中的燃烧气体膨胀以从中提取能量。每个翼面部件在轴向相对的前端和尾端之间的跨度中都具有径向延伸的通常为凹形的正压侧和与之相对的通常为凸形的负压侧。
翼面部件的额定曲率由在前端和尾端之间延伸的弧线表示。凹形正压侧和凸形负压侧具有能提供所需的压力分布的特定结构，从而使压缩机中的空气压缩和涡轮中的气体膨胀的效率最大化。
当流体流在其通过发动机的曲折路径中转向时，HPT和LPT的转子通常沿相同方向旋转或同步旋转，压缩机和涡轮中的翼片和叶片的角定向或扭转定向通常在翼面部件各排之间交替。
每个翼片和叶片排都具有有效地使流体流在气动载荷下转向所需的相同的翼面部件总数。每行通常在其圆周周围具有由每级的气动载荷要求和轴向从中穿过的流体流的转向或扭转指定的多个或许多翼面部件。
例如，单级高压(HP)涡轮通常具有相同量的燃烧气体排出涡旋，例如大约25o。相应地，第一级低压(LP)涡轮喷嘴具有以能够有效地转向来自HPT的高涡旋排出流的曲率或曲度为主要曲率或曲度的翼片。
在二级HPT中，第二级HP叶片相对于发动机的轴向中心轴通常具有相应的曲度和角定向或扭曲度，以便于在HPT出口处几乎达到零涡旋。相应地，第一级LP喷嘴翼片具有适当的曲度和扭曲度，以有效地将燃烧气体引导到第一级LP叶片。
由于通过多年研究和使用中的商业用途而在其各部件设计方面作出的许多改进，当前用于为飞行中的商用飞机提供动力的现代涡轮风扇发动机享有高操作效率。由于发动机为飞机飞行提供动力，所以发动机本身的尺寸和重量连同操作的最大效率都是极为重要的设计目标。由于喷气燃料成本持续增加，所以在现代飞机发动机设计中对于进一步最大化涡轮风扇发动机的效率和减少燃料消耗的需求变得更具有挑战性。
因此，期望提供一种在其涡轮级中的效率方面具有进一步改进的涡轮风扇飞机发动机。
发明内容
涡轮风扇发动机包括串联的流体连通的风扇、压缩机、燃烧室、单级高压涡轮、以及低压涡轮。低压涡轮中的第一级转子叶片与高压涡轮中的转子叶片以方向相反的方式定向以便反向旋转。低压涡轮中的第一级定子翼片具有可以在高压和低压涡轮转子叶片之间直接承受涡旋作用的曲度和扭曲度。
附图说明
下面将结合附图根据优选和示例性的实施例对本发明以及进一步的目的和优点作出更具体的描述，在附图中：
图1是安装在飞机机翼上的飞机涡轮风扇燃气涡轮发动机的部分截面轴向图。
图2是图1所示发动机的涡轮截面的放大视图。
图3是图2所示涡轮中的示例性翼面部件沿线3-3的径向平面图。
图4是图2所示低压涡轮中的第一级喷嘴和转子叶片的放大视图。
图5是另一个实施例的第一级低压涡轮喷嘴的与图4相似的轴向截面图。
具体实施方式
图1中示意地示出了安装在飞机机翼12上用于提供推进力的涡轮风扇发动机10。发动机包括串联的流体连通的风扇14、低压或增压压缩机16、多级高压轴流式压缩机18、环形燃烧室20、高压涡轮(HPT)22、以及多级低压涡轮(LPT)24。
高压压缩机18通过第一轴或转子26与HPT(高压涡轮)22相连，风扇14和增压压缩机16通过第二轴或转子28与LPT(低压涡轮)24相连，它们彼此同心，并且关于发动机的纵向或轴向中心轴30共轴。
风扇引擎机舱32包围风扇14且向尾端延伸到近似环形的风扇出口或喷嘴34的末端。芯整流罩(core cowl)36包围压缩机16、18、燃烧室20、HPT22和LPT24，并且具有在下游或尾端与风扇出口34间隔的环形芯出口或喷嘴38。
风扇引擎机舱32通过传统的在它们之间径向延伸的风扇支架安装在芯整流罩36的外侧，其中引擎机舱和整流罩彼此径向间隔以限定出终止于芯出口38前面或上游的风扇出口34处的近似环形的旁路管道40。
除下文中修正和指明的以外，图1所示的基本涡轮风扇发动机10在结构和操作上是传统的。在操作期间，外界空气42进入风扇引擎机舱的入口并且被风扇14中风扇转子叶片排加压。之后空气被径向分离为穿过旁路通道40的外部部分和穿过低压和高压压缩机16、18的内部部分，其中压缩机16、18进一步压缩空气并且随后供应到燃烧室20中。燃料被加入到燃烧室中的加压空气中并且将其点燃以产生热燃烧气体44，在HPT22和LPT24中提取热燃烧气体44的能量。
示例性的发动机具有用于通过旁路管道40引入的加压风扇空气42的高旁路比。单级风扇14压缩产生发动机大部分推进力的穿过风扇出口34的空气。风扇空气的内部部分在压缩机中被进一步压缩以产生热燃烧气体，该热燃烧气体通过芯出口38排出以提供飞机飞行所需的附加推进力。
发动机相对于轴向中心轴线30轴对称，其中全部风扇叶片排从第二转子28前端的支撑转子盘径向向外延伸。低压和高压压缩机16、18包括相应的定子翼片排和转子叶片排，空气通过这些排顺序加压直到最后一级。增压压缩机16的转子叶片与第二轴28相连，而高压压缩机18的转子叶片与第一转子26相连。
图2详细示出了环形燃烧室20排出端下游的发动机涡轮部分。HPT22仅包括从支撑盘径向向外延伸的单排或单级高压(HP)转子叶片46，其中支撑盘与第一转子26相连。相应地，HPT22还包括具有径向安装在外部环带和内部环带之间的一排HP定子翼片48的单个涡轮喷嘴。
HPT22的叶片46和翼片48的翼面结构为在相对的前端和尾端之间的弦中轴向延伸并在流径的跨度上径向延伸的通常为凹形的正压侧以及相对的通常为凸形的负压侧，其中燃烧气体44朝后沿下游方向被轴向引导穿过所述流径。
如图3所示，单级HP叶片46具有弓形曲度，其相对于轴向轴30具有由锐角第一扭曲角A表示的角定向，用于在操作期间使排出的燃烧气体44形成相应的、非零或锐角涡旋。图3表示实际扭转角A，该角可在叶片尾边缘的负压侧测量，或者可为相对于延伸穿过叶片中心的中弧线的角。
在一实例中，图3所示的HP叶片排46在发动机中沿第一方向、即从后向前看的顺时针方向旋转，并且排出非零和大约25o的绝对扭转角的燃烧气体。必须在下游阶段适当地引导较大的排出扭转，以使不想要的压力损失最小化。
在图1中示意地示出了LPT24，并且在所示实施例中该LPT24包括四级，其与单级HPT22协作。图2更详细地示出了LPT24的四级，它们通常沿向下方向在尺寸和径向高度上增加。
LPT24包括直接位于HP叶片46后面的第一级低压(LP)涡轮喷嘴50，它们流体连通且在它们之间没有中间支柱或整流罩地直接综合在一起。第一级LP喷嘴50包括在环形外部环带和内部环带54、56之间的跨度径向延伸的一排第一级LP定子翼片52。第一级LP喷嘴50之后直接依次布置一排第一级LP转子叶片58，如图1所示该叶片固定连接在第二转子28上。
由于图2所示的LPT24包括四个实例级，每级都包括相应的具有在外部环带和内部环带之间径向延伸的翼片52的定子喷嘴，外部环带和内部环带适于支撑在发动机包围壳体的内部。翼片52通常沿下游方向的级与级之间的径向跨度增加。
在LPT每个喷嘴级之后都是相应的一排转子叶片58，该转子叶片沿下游方向径向尺寸也增加。每排叶片58通常都从支撑转子盘径向向外延伸，四个级的四个盘适于连接在一起，且还与公共的第二转子28相连以在操作期间为风扇14提供动力。
如图3所示，LP转子叶片58方向与HP转子叶片46相对，以反向旋转与其相连的第一和第二转子26、28。HPT22和LPT24中的转子的反向旋转可以使LPT和HPT本身的空气动力效率增加，这有助于增加图1所示的反向旋转涡轮风扇飞行发动机的整体效率。
穿过涡轮不同级的燃烧气体的涡旋或角流动方向由在燃烧气体从燃烧室流到下游的流径中的各个翼面的相应角定向、轮廓和曲度形成。涡旋还受燃烧气体沿着流径流动的速度或马赫数影响，是包括轴向、切向和径向的复杂三维流动。
在图2所示的涡轮中的反向旋转将通过第一级LP喷嘴50的具体结构和定向进行说明。具体地，第一级LP喷嘴50从HPT22开始高度沿径向增加，其结构可以有效地将高旋涡燃烧气体从HPT直接引导到第一级LP叶片58，并且减少压力损失。
每个第一级LP翼片52都具有弓形曲度，其锐角第二扭转角B在定向或方向上与第二级HP叶片46的第一扭转角A相对应。通过这种方式，来自HPT的高排出涡旋可有效地传送到LP转子叶片。
相应地，第一级LP叶片58具有锐角第三扭转角C，其方向与第一级LP翼片52的扭转角B相对，以实现第一和第二转子26、28的反向转动。在图3中，第二级HP叶片46的相应凸形负压侧朝上，以实现第一转子26从前向后看的顺时针旋转。相应地，第一级LP叶片58的凸形负压侧朝下，以实现第二转子28从前向后看的逆时针旋转。
由于需要较少的流动转向，所以涡轮发动机中的两个转子的反向旋转可以使第一级LP翼片52气动地卸载或减少其载荷。我们发现在具有用于HPT和LPT的共同旋转转子的涡轮发动机中，第一级LP喷嘴中的第一级LP翼片52的曲率和曲度可近似减少。
此外，反向旋转涡轮还可以使涡轮叶片数量减少。例如，与共同旋转结构相比，图3所示的HP叶片46的叶片总数在反向旋转结构中充分减少。并且，与相应的共同旋转机构相比，第一级LP翼片52的翼片总数在反向旋转结构中可充分减少。
这些协作部件的叶片和翼片的具体数量通过涡轮风扇发动机要达到的推进力和所需效率进行控制，但是在第一级LP翼片52的数量减少百分之五十或更多时，HP叶片46的数量充分减少大约百分之十。
翼面部件数量的减少相应地降低了发动机的复杂性、重量和成本，使发动机具有附加的优点。然而主要优点是增加了气动效率。
LPT转子的反向旋转使得第一级LP喷嘴50的效率充分增加，从而相应地增加包括HP叶片46的HPT22的效率。因此，HPT22的气动协作和LPT24的反向旋转使得效率协同增加，同时相应地降低发动机的复杂性和重量。
由于如图2所示，高度在HPT22和LPT24之间径向增加，以及如图3所示从单级HPT22排出的燃烧气体具有较大的排出涡旋，所以当燃烧气体径向膨胀时，第一级LP喷嘴50在涡轮效应中起到重要作用。由于LPT转子的反向旋转操作充分减少了第一级LP喷嘴50的转向需求，所以其气动载荷也减少，从而相应地优先减少翼片52与径向外部环带54相连处的轴向宽度。
通常，增加第一级LP喷嘴50的半径可以减少其内部燃烧气体的涡旋，而增加穿过LP喷嘴的流动面积可以增加涡旋。然而穿过LP喷嘴的面积不能过度增加，因为会导致流动分离和涡轮效率损失。
不使用任何中技支柱或整流罩而直接综合LP喷嘴50的排出端和HPT22具有可以避免它们之间不需要的压力损失的优点。LPT和HPT的效率不仅受到其翼片和叶片结构的影响，还受翼面部件之间、外部和内部流动边界之间流径的三维结构、以及转子叶片和它们包围的涡轮壳之间的径向间隙或缝隙的影响，其中涡轮壳适于支撑在包围的发动机壳体上。
如图3和4所示，每个翼片52都包括近似凹形的正压侧60，以及圆周相对的、在环带54、56之间的跨度径向延伸的通常为凸形的负压侧62。这两侧还在相对的前后边缘64、66之间的弦上轴向延伸。
如图4所示，外部环带54沿下游方向向外倾斜成锐倾斜角J。相应地，内部环带56也沿下游方向径向向外倾斜成锐倾斜角K。外部环带的倾斜优选地大于或多于内部环带56的倾斜，以与HP和LP转子叶片之间的径向高度差以及LPT膨胀燃烧气体以从中提取能量的需求一致。
如上所述，在燃烧气体向下游流动穿过流径时，其旋涡或转向角受布置在流径中的各个叶片、翼片或翼面部件以及其三维结构的影响。当流径的半径以及面积增加时，燃烧气体在轴向和径向膨胀面积，同时影响燃烧气体的绝对旋涡角。通常，流径较高的半径可用于减少旋涡，而流动面积的增加会增加旋涡，因此必须在获得所需旋涡量和使涡轮气动效率最大化之间实现平衡。
如图3所示，单个LP翼片52具有相应的弓形压力和负压侧，在其前后边缘之间具有相应量的弓形曲度。每个翼片的角定向通过相对于中心轴线30的锐扭转角B和它们相应的扭转角C控制，其中选择扭转角B以与下游第一级转子叶片58最大化协作。
图4中虚线是表示后边缘在传统的共同旋转涡轮风扇发动机中的第一级涡轮喷嘴的典型的垂直定向的垂直或径向线。倾斜环带54、56限定喷嘴中燃烧气体流径的外边界，偏向率(divergence ratio)通过DL限定，DL表示前后边缘64、66在外部环带54处的径向跨度或高度差除以从前边缘64到后边缘66的各个轴向位置处的环带54、56之间的L表示的平均径向跨度或长度。
经验证明该偏向率表示低压涡轮的气动效率。在第一级涡轮喷嘴具有垂直后边缘的传统设计的一实例中，偏向率大约为0.40。在传统的共同旋转涡轮风扇发动机中，偏向率的值等于相应低压涡轮的异常气动效率。
然而，为了简化这种传统的具有垂直后边缘的第一级涡轮喷嘴的尺寸比例，尽管涡轮喷嘴的尺寸比例小，也将相似的偏向率应用于上述反向旋转涡轮风扇发动机，除非该偏向率的值导致LPT中过度气动损失。
已经发现穿过第一级LP喷嘴50的流径的径向向外倾斜量具有使燃烧气体主要沿径向膨胀的优点，而第一级LP喷嘴的其他改进可以进一步增加上述LPT和HPT的气动效率。
具体地，图4所示翼片的后边缘66从内部环带56向前倾向或倾斜锐倾斜角T，例如大约6°，其相应的在倾斜后边缘66和向外倾斜的外部环带54的连接处形成倾斜度。图4所示的LP喷嘴的这个简单改进使得外部环带54处的径向跨度DL差减少，从而相应的降低与平均径向跨度长度L相除的偏向率，达到低于传统的大约0.4的值。在喷嘴的各个实施例中该偏向差可小于或等于0.4，以额外增加LPT的气动效率。
在图2所示的反向旋转涡轮风扇发动机的实施例中，偏向率可减少到大约0.2，降低了百分之五十。相应的，由于倾斜的第一级LP喷嘴50导致LPT的气动效率增加，从而使与其协作的HPT的效率相应的增加。翼片后边缘66的向前倾斜，相对于内部环带56处的轴向投影宽度M，可降低翼片52在外部环带54处的轴向投影宽度N。
相应的，翼片前边缘64还以其他传统方式从内部环带56向前倾斜，后边缘的倾斜与前边缘的倾斜一致或相匹配。给定前边缘64的倾斜度，后边缘66的向前倾斜减少了轴向宽度N，从而相应的减少外部环带54处前后边缘之间的径向高度差DL，并相应的降低基于翼片52平均径向跨度或长度得出的偏向率。
向前倾斜的翼片52可以更好地辅助燃烧气体44穿过第一级LP喷嘴50的径向向外的流动，以及更好地辅助燃烧气体在翼片之间轴向流动时的径向膨胀。由于外部环带54径向向外倾斜，向前倾斜的后边缘66降低后边缘和外部环带之间的倾斜度，从而辅助燃烧气体流的轴向流动。
较窄的翼片52相应的从喷嘴中去除材料，并降低发动机的重量。此外，向前倾斜的后边缘66增加与第一级LP叶片58前边缘的间隔，从而降低那里的气动翼尖损失以及降低下游叶片排的喷嘴尾流激励(wake excitation)。
然而，翼片52变窄可以相应的降低第一级LP喷嘴的气动载荷能力，该气动载荷能力是必须另外注意的。对于给定的气动载荷量，在传统的共同旋转涡轮风扇发动机中使用图4所示的向前倾斜的喷嘴时，需要增加翼片52的数量。然而，尽管翼片数量以及随之而来的重量增加，但是由于提高了向前倾斜的喷嘴翼片的气动效率，所以也可以获得净效率。
在图2所示的反向旋转涡轮风扇的结构中，HPT和LPT之间的涡旋协作的改进使得可以使用较窄的向前倾斜翼片52，甚至使翼片量降低。作为主要部件的LPT气动效率的改进以及HPT效率的增加经计算分析后确认能显著提高反向旋转涡轮风扇发动机的性能。
在图4中，清楚地示出了翼片52在前后边缘64、66之间的轴向宽度较窄或较细，该宽度基本上小于翼片或外部和内部环带54、56之间流径的平均径向长度L。虽然HPT和LPT的翼片和叶片都设计用于提取能量，但是由于它们在发动机中的相对位置以及它们分别连接在压缩机18上使得其尺寸和结构基本不同，其中驱动压缩机18相对高速旋转，而驱动风扇相对低速旋转。在应用于LPT中时第一级LP翼片52必须较窄，并且在半径增加的HPT22排出端执行不同的流动分布。
翼片52在内部环带56处的轴向宽度M传统地与发动机的推力状态相匹配，且相应的比翼片径向跨度或长度窄。相应的，向前倾斜的翼片后边缘66可以减少翼片靠近外部环带54的轴向宽度N，形成相应地在外部和内部环带处较窄的翼片。该外宽度N近似小于传统喷嘴的外宽度，并且只是稍微大于内宽度M或通常等于内宽度。
在图4所示的第一级喷嘴50的实例中，具有一个内部环带56，其作为终端的后端靠近翼片后边缘66，其中翼片后边缘66位于设置在那里的弓形整流带的小距离范围内。相应的，外部环带54作为终端的后端朝后与后边缘66之间具有轴向间隔，外部环带的后端垂直或通常径向与内部环带56的后端对齐。
外部和内部环带的后端位置靠近下游的第一级LP叶片58，以保持它们之间流径的持续性。然而，翼片52可方便地在外部环带54处向前倾斜，以增加上述的气动效率。
此外，LP喷嘴50的外部和内部环带54、56具有相应的前端，都是从翼片52开始向前，以与HP叶片46一起限定出无阻碍的整体过渡通道68。通道68增加HP叶片46和翼片52之间的径向高度，其中它们之间的无阻碍轴向空间S大于外部和内部宽度N、M之间的翼片额定或平均轴线宽度。
例如，环带54、56在翼片52前方的轴向空间或范围可以等于那些较窄翼片52的平均径向跨度或长度L。通过这种方式，两个环带54、56向前的空间在HP叶片46和第一级LP翼片52之间提供无阻碍的过渡管道68。
该无阻碍管道使得来自HPT的较大排出涡旋在与LP翼片啮合之前混合并膨胀，而不会在其中产生不希望的压力损失。并且，来自HPT的气流可直接被引导穿过LP喷嘴，而没有任何使设计变得复杂的中间支柱或整流罩。
例如，后支架70位于图2所示LPT24的后方，且包括一排安装在外部和内部支撑环之间的支柱72。该支柱从LPT径向延伸穿过排气流径。
后支架的内部环适于支撑轴承74，轴承74又支撑第一和第二转子26、28的后端，而第一和第二转子26、28又支撑HPT22和LPT24的转子叶片46、58。
涡轮转子叶片46、58具有径向外翼尖，其间隔地靠近并包围支撑在发动机壳体上的涡轮罩。翼尖和罩之间的间隙或缝隙保持很小，大约几毫英寸，以使流过的气流最小化，增加涡轮的效率。
由于LPT24的级数很少，所以第一级LP喷嘴50结构上可没有任何中间支架或支柱，随着位于其中的综合LP喷嘴和过渡通道的效率增加，通过将转子26、28安装在后支架70上以保持较小的翼尖间隙。
然而，图5示出了第一级LP喷嘴的可选择实施例，其包括具有多个支柱78的中间支架76，其中支柱延伸穿过由80表示的一些第一级LP翼片，以支撑第一转子26的后端，第一转子又支撑HPT22的转子叶片46。
在该实施例中，一些LP翼片80在轴向上大于外端和内端之间的宽度N、M，在圆周上较厚以容纳穿过其径向延伸的支柱78。图5示出了翼片80和穿过其延伸的支柱78的双截面(superimposed cross section)，该翼片还具有弓形曲度和锐扭转角，以使穿过喷嘴的废气流转向。
整体的过渡通道68轴向延伸以分隔前方的HP叶片46和翼片52，它们之间的间隔S小于翼片80的额定或平均轴向宽度，其中支柱78安装在翼片80中。然而，由于中间支架需要的支柱数量比气动载荷和转向所需的翼片数要少，所以较宽的翼片80与图4所示较窄的翼片52绕着LP喷嘴的圆周交替布置。
与后支架70类似，中间支架76可以是传统地具有适当的轴承的结构，以独立地支撑两个转子26、28；以及从那径向向外延伸的转子叶片。在该实施例中由于中间支架76轴向位于HPT和LPT之间，用于提供支撑以精确地保持HP叶片的叶片翼尖间隙与实际应用中一样小，所以增加了HPT的效率，并且补充了整体的第一级LP喷嘴50获得的效率。另外，后支架可用于独立地支撑LP叶片以及保持它们之间的小翼尖间隙。
在上述第一级LP喷嘴的各个实施例中，向前倾斜的后边缘需要进行权衡。倾斜的后边缘会减少翼片在相应气动载荷下用于转向流体流的有效表面面积。因此，向前倾斜的喷嘴具有最好的效用和增加反向旋转涡轮风扇发动机中涡轮气动效率的最好能力。
在双轴涡轮风扇发动机中，HPT和下游的LPT的性能如上所述相互关联，并且影响发动机的整个性能。HPT和LPT转子的反向旋转使得具有增加气动效率的涡轮风扇发动机的新结构。
具体的，第一级LP喷嘴可显著地影响LPT的性能以及布置在其上游的HPT的性能。由于第一级LP喷嘴本身结合其下游的LPT的级，以及结合布置在上游的HPT，其中在它们之间具有和没有整体中间支架，所以这些部件的设计改进使效率互相提高。
由于涡轮中翼面部件量减少，所以这种协同作用还可以明显降低发动机的重量。此外，向前倾斜的第一级LP喷嘴可减少发动机的整体长度，其还能协同降低较短的第一级LP喷嘴和LPT的下游级之间的结合点内的包括各个其他部件的发动机的重量。
虽然这里已经说明了本发明优选和示意性的实施例，但是通过这里的教导本领域技术人员可以很明显的看出本发明的其他改进，因此权利要求书包括这些位于本发明构思和范围内的改进。
部件列表
10    涡轮风扇发动机
12    机翼
14    风扇
16    增压压缩机
18    轴向压缩机
20    环形燃烧室
22    高压涡轮(HPT)
24      低压涡轮(LPT)
26      第一转子
28      第二转子
30      中心轴线
32      风扇引擎机舱
34      风扇出口
36      芯整流罩
38      芯出口
40      旁路管道
42      空气
44      燃烧气体
46HP    转子叶片
48HP    定子翼片
50      第一级LP涡轮喷嘴
52      定子翼片
54      外部环带
56      内部环带
58      LP转子叶片
60      正压侧
62      负压侧
64      前边缘
66      后边缘
68      过渡通道
70      后支架
72      支柱
74      支撑轴承
76      中间支架
78      支柱
80      翼片
82      定子喷嘴

Claims (10)

1、一种涡轮风扇发动机(10)，包括：
由低压涡轮(24)驱动的风扇(14)、以及位于所述风扇(14)后方并且由单级高压涡轮(22)驱动的压缩机(18)，该单级高压涡轮(22)位于所述低压涡轮(24)的前方，并且旋转方向与其相反；
所述低压涡轮(24)包括直接位于所述高压涡轮后方的第一级定子喷嘴(50)，并且包括在相对端处连接到径向向外倾斜的外部和内部环带(54，56)上的一排翼片(52，80)；
每一所述翼片(52)在其前边缘和后边缘(64，66)之间具有弓形曲度，并且具有使得在所述高压涡轮(22)和所述低压涡轮(24)之间引导的燃烧气体(44)中形成涡旋的锐扭转角；以及
所述后边缘(66)从所述内部环带(56)向前倾斜，从而在所述外部环带(54)处具有倾斜度。
2、根据权利要求1的发动机，其特征在于：所述外部和内部环带(54，56)从所述翼片(52)向前延伸，以限定出无阻碍的且整体的过渡通道(68)，该通道在所述高压叶片(46)和所述翼片(52)之间的径向高度增加。
3、根据权利要求2的发动机，其特征在于：所述倾斜环带(54，56)的偏向率通过所述外部环带(54)处的所述前后边缘(64，66)之间的径向跨度差除以所述环带处的所述前边缘(64)到所述后边缘(66)之间的平均径向跨度来限定，所述比例小于0.4。
4、根据权利要求3的发动机，其特征在于：
所述翼片后边缘(66)从所述内部环带(56)向前倾斜，从而在所述外部环带(54)处具有倾斜度；以及
所述翼片前边缘(64)也从所述内部环带(56)向前倾斜，并且所述后边缘与所述前边缘的倾斜一致。
5、根据权利要求4所述的发动机，其特征在于：所述外部环带(54)倾斜度比所述内部环带(56)要大。
6、根据权利要求5所述的发动机，其特征在于：所述翼片(52)在所述前后边缘(64，66)之间的轴向宽度较窄，且所述宽度小于所述外部和内部环带(54，56)之间的径向长度。
7、根据权利要求6所述的发动机，其特征在于：所述翼片(52)在所述外部和内部环带(54，56)处都相应的较窄。
8、根据权利要求7所述的发动机，其特征在于：所述过渡通道轴线延伸以分隔向前的所述高压叶片(46)和所述翼片(52)，它们之间的间隔大于所述翼片(52)的额定宽度。
9、根据权利要求7所述的发动机，其特征在于：还包括位于所述低压涡轮(24)后方的后支架(70)，其包括支撑所述第一和第二转子(26，28)后端的轴承(74)，转子(26，28)又支撑所述高压涡轮(22)和低压涡轮(24)的所述转子叶片(46，48)。
10、根据权利要求7所述的发动机，其特征在于：还包括中间支架(76)，其包括多个延伸穿过所述第一级低压翼片(80)的支柱(78)，用于支撑所述第一转子(26)的后端，转子(26)又支撑所述HPT(22)的所述转子叶片(46)。
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