DE102019132905A1 - GAS TURBINE ENGINE WITH IMPROVED NOISE SIGNAL - Google Patents
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Abstract
Ein Gasturbinentriebwerk erzeugt im Betrieb Lärm, und eine besonders wichtige Flugbedingung für die Lärmerzeugung ist das Abheben. Es wird ein Gasturbinentriebwerk bereitgestellt, das einen hohen Wirkungsgrad bei gleichzeitig geringem Lärm aufweist, insbesondere von der Turbine, die den Fan antreibt. Der Beitrag der Turbine zum effektiven wahrgenommenen Lärmpegel (EPNL) an einem seitlichen Bezugspunkt beim Abheben, definiert als der Punkt auf einer Linie parallel zu und 450 m entfernt von der Startbahnmittellinie, an dem der EPNL beim Abheben maximal ist, im Bereich von 15EPNdB bis 40EPNdB niedriger als der Gesamt-EPNL des Triebwerks am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben ist.A gas turbine engine generates noise during operation, and take-off is a particularly important flight condition for generating noise. A gas turbine engine is provided that is highly efficient with low noise, particularly from the turbine that drives the fan. The turbine contribution to the effective perceived noise level (EPNL) at a lateral reference point when taking off, defined as the point on a line parallel to and 450 m away from the runway centerline, where the EPNL is maximum when taking off, in the range of 15EPNdB to 40EPNdB is lower than the total EPNL of the engine at the lateral reference point when taking off.
Description
Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer verbesserten Lärmsignatur.The present disclosure relates to a gas turbine engine with an improved noise signature.
Gasturbinentriebwerke werden in der Regel zur Bereitstellung eines hohen Wirkungsgrads optimiert, da dies im Allgemeinen zu einem geringeren Kraftstoffverbrauch und damit zu geringeren Betriebskosten führt. Der Lärm, der durch ein Gasturbinentriebwerk erzeugt wird, das zum Antreiben eines Flugzeugs verwendet wird, ist jedoch ein wichtiger Faktor aufgrund der Auswirkungen, die der Fluglärm auf Gemeinden haben kann.Gas turbine engines are typically optimized to provide high efficiency, since this generally results in lower fuel consumption and thus lower operating costs. However, the noise generated by a gas turbine engine used to power an aircraft is an important factor due to the impact aircraft noise can have on communities.
In dieser Hinsicht erzeugen Gasturbinentriebwerke einen signifikanten Anteil des Lärms, das durch ein Flugzeug erzeugt wird. Vorschriften definieren einen „effektiv wahrgenommenen Lärmpegel“ (EPNL), der die Auswirkung des vom menschlichen Ohr wahrgenommenen erzeugten Lärms unter Berücksichtigung von Faktoren, wie Frequenz, absoluter Pegel, Tonkomponenten und Dauer des Lärms misst.In this regard, gas turbine engines generate a significant proportion of the noise generated by an aircraft. Regulations define an “effectively perceived noise level” (EPNL), which measures the impact of the noise generated by the human ear, taking into account factors such as frequency, absolute level, sound components and duration of the noise.
Ein Turbofan-Gasturbinentriebwerk umfasst eine Anzahl verschiedener Lärmquellen. Beispielsweise ist der Fan selbst eine Lärmquelle, und dieser Fan-Lärm kann in zwei unterschiedliche Komponenten unterteilt werden: eine Komponente, die von der Vorderseite des Triebwerks in einer Vorwärtsrichtung ausgeht; und eine Komponente, die von der Rückseite des Triebwerks in einer Rückwärtsrichtung ausgeht. Weitere Lärmquellen schließen (ohne darauf beschränkt zu sein) Lärm aus dem vom Triebwerk ausgestoßenen Düsenstrahl, Lärm aus der Turbine an der Rückseite des Triebwerks und Lärm aus der Installation des Triebwerks im Flugzeug ein.A turbofan gas turbine engine includes a number of different sources of noise. For example, the fan itself is a source of noise, and this fan noise can be divided into two distinct components: a component that emanates from the front of the engine in a forward direction; and a component that extends from the rear of the engine in a reverse direction. Other sources of noise include (but are not limited to) noise from the jet of jet emitted by the engine, noise from the turbine at the rear of the engine, and noise from the installation of the engine in the aircraft.
Es ist wünschenswert, den wahrgenommenen Lärm eines Gasturbinentriebwerks zu verringern, um die Auswirkung des Lärms auf das menschliche Ohr zu verringern.It is desirable to reduce the perceived noise of a gas turbine engine to reduce the impact of the noise on the human ear.
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:
- einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst;
- einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
- ein Getriebe, das einen Antrieb von der ersten Kernwelle (
26 ) aufnimmt und Antrieb zum Antreiben des Fans abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:- der Beitrag der Turbine zum effektiven wahrgenommenen Lärmpegel (EPNL) an einem seitlichen Bezugspunkt beim Abheben, definiert als der Punkt auf einer Linie parallel zu und 450 m entfernt von der Startbahnmittellinie, an dem der EPNL beim Abheben maximal ist, im Bereich von 15 EPNdB bis 40 EPNdB niedriger als der Gesamt-EPNL des Triebwerks am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben ist.
- an engine core including a turbine, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor;
- a fan disposed upstream of the engine core, the fan comprising a plurality of fan blades; and
- a gearbox that drives a drive from the first core shaft (
26 ) and drives the fan to drive the fan at a lower speed than the first core shaft, wherein:- the contribution of the turbine to the effective perceived noise level (EPNL) at a lateral reference point when taking off, defined as the point on a line parallel to and 450 m away from the runway centerline at which the EPNL is maximum when taking off, in the range from 15 EPNdB to 40 EPNdB is lower than the total EPNL of the engine at the lateral reference point when taking off.
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs umfassend ein Gasturbinentriebwerk bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:
- einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst;
- einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
- ein Getriebe, das einen Antrieb von der ersten Kernwelle aufnimmt und Antrieb zum Antreiben des Fans abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, und wobei
- das Verfahren das Abheben von einer Startbahn umfasst, wobei der Beitrag der Turbine zum effektiven wahrgenommenen Lärmpegel (EPNL) an einem seitlichen Bezugspunkt beim Abheben, definiert als der Punkt auf einer Linie parallel zur und 450 m entfernt von der Startbahnmittellinie, an dem der EPNL beim Abheben maximal ist, im Bereich von 15 EPNdB bis 40 EPNdB niedriger ist als der Gesamt-EPNL des Triebwerks am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben.
- an engine core including a turbine, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor;
- a fan disposed upstream of the engine core, the fan comprising a plurality of fan blades; and
- a transmission that receives a drive from the first core shaft and outputs drive for driving the fan to drive the fan at a lower speed than the first core shaft, and wherein
- the procedure involves taking off from a runway, with the contribution Effective Perceived Noise Level Turbine (EPNL) at a lateral reference point when taking off, defined as the point on a line parallel to and 450 m from the runway centerline where the EPNL is maximum when taking off, in the range of 15 EPNdB to 40 EPNdB is lower than the engine's total EPNL at the lateral reference point when taking off.
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks bereitgestellt, das an einem Flugzeug angebracht ist, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:
- einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst;
- einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
- ein Getriebe, das einen Antrieb von der ersten Kernwelle aufnimmt und Antrieb zum Antreiben des Fans abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, und wobei
- das Verfahren die Verwendung des Gasturbinentriebwerks umfasst, um dem Flugzeug Schub beim Abheben von einer Start- und Landebahn bereitzustellen, wobei der Beitrag der Turbine zum effektiven wahrgenommenen Lärmpegel (EPNL) an einem seitlichen Bezugspunkt beim Abheben, definiert als der Punkt auf einer Linie parallel zur und 450 m entfernt von der Startbahnmittellinie, an dem der EPNL beim Abheben maximal ist, im Bereich von 15 EPNdB bis 40 EPNdB niedriger ist als der Gesamt-EPNL des Triebwerks am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben.
- an engine core including a turbine, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor;
- a fan disposed upstream of the engine core, the fan comprising a plurality of fan blades; and
- a transmission that receives a drive from the first core shaft and outputs drive for driving the fan to drive the fan at a lower speed than the first core shaft, and wherein
- the method includes using the gas turbine engine to provide the aircraft with thrust when taking off from a runway, the turbine contribution to the effective perceived noise level (EPNL) at a lateral reference point when taking off, defined as the point on a line parallel to and 450 m away from the runway centerline, where the EPNL is maximum when taking off, is in the range of 15 EPNdB to 40 EPNdB lower than the total EPNL of the engine at the lateral reference point when taking off.
Wie hierin, einschließlich in den Patentansprüchen, erwähnt, wird der effektive wahrgenommene Lärmpegel (EPNL) auf herkömmliche Weise berechnet, wie in Anhang
Ebenfalls wie hierin erwähnt, ist der seitliche Bezugspunkt beim Abheben definiert als der Punkt auf einer Linie parallel zu und 450 m entfernt von der Startbahnmittellinie, an dem der EPNL während des Abhebens maximal ist, wie in Abschnitt 3.3.1, a), 1) der fünften Ausgabe (Juli 2008) von Anlage
Konventionell wäre der Beitrag der Turbine zum EPNL am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben viel näher - und in einigen Fällen gleich oder sogar höher als der Beitrag des von der Rückseite des Triebwerks ausgehenden Fan-Lärms (auch als „hinteres Fangeräusch“ bezeichnet) zum EPNL am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben. Dementsprechend weisen Gasturbinenmotoren gemäß der vorliegenden Offenbarung bei einem gegebenen Lärmpegel des hinteren Fans am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben einen niedrigeren kombinierten EPNL-Wert für die Turbine und den hinteren Fan auf und weisen somit eine geringere Lärmbelastung für Gemeinden in der Umgebung der Start- und Landebahn auf.Conventionally, the contribution of the turbine to the EPNL at the lateral reference point when taking off would be much closer - and in some cases equal to or even higher than the contribution of the fan noise emanating from the rear of the engine (also known as "rear fan noise") to the EPNL on the side Reference point when taking off. Accordingly, gas turbine engines in accordance with the present disclosure have a lower combined EPNL value for the turbine and the rear fan when the rear fan is lifted at the lateral reference point, and thus have less noise pollution for communities in the vicinity of the runway .
Die gegenwärtigen Erfinder haben erkannt, dass die Verwendung eines Getriebes zwischen dem Fan und der Turbine, die den Fan antreibt, ermöglicht, dass der Turbinenlärm im Vergleich zum hinteren Fan-Lärm reduziert wird, da die erhöhte Drehzahl der Turbine (im Verhältnis zum Fan) es ermöglicht, die Frequenz von mindestens einigen der von der Turbine erzeugten Töne (von denen mindestens einige als grundlegende Schaufeldurchgangsfrequenzen bezeichnet werden können) zu erhöhen, in einigen Fällen auf Werte, die vom menschlichen Ohr nicht gut wahrgenommen oder überhaupt nicht wahrgenommen) werden können. Solche erhöhten Frequenzen können auch einer Zunahme der atmosphärischen Dämpfung relativ zu herkömmlichen Turbinenfrequenzen unterliegen. Als solche werden diese Töne vom menschlichen Ohr weniger gut wahrgenommen (und möglicherweise werden mindestens einige Töne vom menschlichen Ohr überhaupt nicht wahrgenommen) und erhalten daher eine niedrigere Gewichtung bei der EPNL-Berechnung (sogar eine Null-Gewichtung, wenn die Frequenz hoch genug ist), wodurch der Beitrag des Turbinenlärms zum EPNL im Vergleich zum Lärm des hinteren Fans verringert wird.The present inventors have recognized that the use of a gearbox between the fan and the turbine that drives the fan enables the turbine noise to be reduced compared to the rear fan noise because of the increased speed of the turbine (relative to the fan) it enables the frequency of at least some of the tones generated by the turbine (at least some of which can be referred to as basic blade passage frequencies) to be increased, in some cases to values that are not well perceived by the human ear or not perceived at all. Such increased frequencies can also be subject to an increase in atmospheric damping relative to conventional turbine frequencies. As such, these tones are less well perceived by the human ear (and at least some tones may not be perceived by the human ear at all) and therefore receive a lower weight in the EPNL calculation (even a zero weight if the frequency is high enough) , which reduces the contribution of turbine noise to the EPNL compared to the noise from the rear fan.
In einigen Anordnungen kann der Beitrag der Turbine zum EPNL am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben im Bereich von 20 EPNdB und 40 EPNdB, 25 EPNdB und 40EPNdB, zum Beispiel 25 EPNdB und 35EPNdB, zum Beispiel 27 EPNdB und 33 EPNdB niedriger sein als der Beitrag zum EPNL des Fan-Lärms, der von der Rückseite des Triebwerks am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben ausgeht.In some arrangements, the contribution of the turbine to the EPNL at the lateral reference point when lifting is in the range of 20 EPNdB and 40 EPNdB, 25 EPNdB and 40EPNdB, for example 25 EPNdB and 35EPNdB, for example 27 EPNdB and 33 EPNdB, lower than the contribution to the EPNL the fan noise emanating from the rear of the engine at the lateral reference point when taking off.
Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere für Fans vorteilhaft sein, die über ein Getriebe angetrieben werden. Der Antrieb zum Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der Kernwelle erfolgen, zum Beispiel über eine Stirnradwelle und/oder ein Zahnrad. Die Kernwelle kann die Turbine und den Verdichter starr verbinden, sodass sich Turbine und Verdichter mit der gleichen Drehzahl drehen (wobei sich der Fan mit einer niedrigeren Drehzahl dreht).Arrangements of the present disclosure can be particularly advantageous for fans that are driven via a transmission. The gearbox can be driven directly from the core shaft or indirectly from the core shaft, for example via a spur gear shaft and / or a gearwheel. The core shaft can rigidly connect the turbine and the compressor so that the turbine and compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).
Das Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jede geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Zum Beispiel kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige Anzahl von Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, zum Beispiel eine, zwei oder drei Wellen. Rein beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, kann der mit der Kernwelle verbundene Verdichter ein erster Verdichter sein und kann die Kernwelle eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen. In einer solchen Anordnung kann der Beitrag der Turbine zum EPNL am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben gemäß einem beliebigen hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Gesichtspunkt nur der Beitrag der ersten Turbine zum EPNL am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben sein.The gas turbine engine as described and / or claimed herein may have any suitable general architecture. For example, the gas turbine engine may have any number of shafts connecting turbines and compressors, for example one, two or three shafts. By way of example only, the turbine connected to the core shaft can be a first turbine, the compressor connected to the core shaft can be a first compressor, and the core shaft can be a first core shaft. The engine core may further include a second turbine, a second compressor, and a second core shaft connecting the second turbine to the second compressor. The second turbine, the second compressor, and the second core shaft may be arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft. In such an arrangement, the turbine contribution to the EPNL at the lateral reference point during liftoff may be as described herein and / or claimed point of view only the contribution of the first turbine to the EPNL at the lateral reference point when lifting off.
In einer solchen Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann angeordnet sein, um einen Strom von dem ersten Verdichter aufzunehmen (zum Beispiel direkt aufzunehmen, zum Beispiel über einen im Allgemeinen ringförmigen Kanal).In such an arrangement, the second compressor can be positioned axially downstream of the first compressor. The second compressor may be arranged to receive (for example, directly, for example, via a generally annular channel) flow from the first compressor.
Das Getriebe kann so angeordnet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (zum Beispiel im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (zum Beispiel von der ersten Kernwelle in dem obigen Beispiel). Zum Beispiel kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es nur von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (zum Beispiel im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (zum Beispiel nur von der ersten Kernwelle und nicht von der zweiten Kernwelle im obigen Beispiel). Alternativ kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es von einer beliebigen einen oder beliebigen mehreren Wellen angetrieben wird, zum Beispiel von der ersten und/oder zweiten Welle in dem obigen Beispiel.The transmission may be arranged to be driven by the core shaft configured to rotate (e.g., in use) at the lowest speed (e.g., the first core shaft in the example above). For example, the transmission may be arranged to be driven only by the core shaft configured to rotate (e.g., in use) at the lowest speed (e.g., only by the first core shaft and not by the second core shaft in the example above). Alternatively, the transmission may be arranged to be driven by any one or more shafts, for example the first and / or second shaft in the example above.
Das Getriebe ist ein Untersetzungsgetriebe (da der Abtrieb zum Fan eine niedrigere Drehzahl aufweist als der Antrieb von der Kernwelle). Es kann jeder Typ von Getriebe verwendet werden. Zum Beispiel kann das Getriebe ein „Planetengetriebe“ oder ein „Sterngetriebe“ sein, wie es an anderer Stelle hierin detaillierter beschrieben ist. Das Getriebe kann ein beliebiges Untersetzungsverhältnis aufweisen (definiert als die Drehzahl der Antriebswelle geteilt durch die Drehzahl der Abtriebswelle), das erforderlich ist, damit ein bestimmtes Gasturbinentriebwerk den relativen Beitrag von Turbinenlärm und hinterem Fan-Lärm zum EPNL am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben in den hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Bereichen aufweist. Zum Beispiel kann das Übersetzungsverhältnis größer als 2,5 und/oder kleiner als 5 sein. Als ein spezifischeres Beispiel kann das Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3,2 bis 5 oder 3,2 oder 3,3 bis 4,2 oder 3,3 bis 3,7 liegen. Als weiteres Beispiel kann das Übersetzungsverhältnis in der Größenordnung von oder mindestens 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 oder 4,2 oder zwischen zwei beliebigen der Werte in diesem Absatz liegen. In einigen Anordnungen kann das Übersetzungsverhältnis außerhalb dieser Bereiche liegen.The gearbox is a reduction gearbox (since the output to the fan has a lower speed than the drive from the core shaft). Any type of gearbox can be used. For example, the transmission may be a "planetary gear" or a "star gear" as described in more detail elsewhere herein. The transmission may have any gear ratio (defined as the input shaft speed divided by the output shaft speed) required for a particular gas turbine engine to make the relative contribution of turbine noise and rear fan noise to the EPNL at the lateral reference point when lifted off herein described and / or claimed areas. For example, the gear ratio can be greater than 2.5 and / or less than 5. As a more specific example, the gear ratio can range from 3.2 to 5 or 3.2 or 3.3 to 4.2 or 3.3 to 3.7. As another example, the gear ratio may be on the order of or at least 3, 3.1, 3.2, 3.3, 3.4, 3.5, 3.6, 3.7, 3.8, 3.9, 4, 4.1, or 4.2, or between any two of the values in this paragraph. In some arrangements, the gear ratio may be outside of these ranges.
Die Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, kann mindestens zwei axial getrennte Rotorstufen umfassen. Beispielsweise kann die Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, zwei, drei, vier, fünf oder mehr als fünf axial getrennte Rotorstufen umfassen. Eine Rotorstufe kann Teil einer Turbinenstufe sein, die auch eine Statorschaufelstufe umfasst, die axial von der jeweiligen Rotorstufe der Turbinenstufe getrennt sein kann. Jede Rotorstufe der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, kann durch eine Reihe von Statorschaufeln von mindestens einer unmittelbar vor- und/oder nachgeschalteten Rotorstufe getrennt sein.The turbine that drives the fan via the gearbox can comprise at least two axially separated rotor stages. For example, the turbine that drives the fan via the transmission can comprise two, three, four, five or more than five axially separated rotor stages. A rotor stage can be part of a turbine stage, which also comprises a stator blade stage, which can be axially separated from the respective rotor stage of the turbine stage. Each rotor stage of the turbine, which drives the fan via the transmission, can be separated from at least one immediately upstream and / or downstream rotor stage by a series of stator blades.
Die Anzahl an Turbinenschaufeln in den Rotorstufen der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreiben, kann die Frequenz von mindestens einigen der von der Turbine erzeugten Töne beeinflussen und somit dazu beitragen, dass die Grundfrequenz(en) zu einem Bereich verschoben werden kann/können, in dem sie vom menschlichen Ohr weniger gut wahrgenommen werden (und möglicherweise vom menschlichen Ohr überhaupt nicht wahrgenommen werden).The number of turbine blades in the rotor stages of the turbine that drive the fan through the transmission can affect the frequency of at least some of the tones generated by the turbine and thus contribute to the fundamental frequency (s) being able to be shifted to a range , in which they are less well perceived by the human ear (and possibly not perceived by the human ear at all).
Jede einzelne der Rotorstufen der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, kann im Bereich von
Die durchschnittliche Anzahl an Rotorschaufeln in einer Rotorstufe der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, kann im Bereich von
Die Anzahl an Rotorschaufeln in der am weitesten axial rückwärtigen Turbinenrotorstufe der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, kann im Bereich von
Wie an anderer Stelle hierin angemerkt, kann die Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, mindestens zwei axial getrennte Rotorstufen umfassen. Die Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, kann eine Drehzahl am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben von WIrp U/min aufweisen. Die Mindestanzahl an Rotorschaufeln in einer einzelnen Rotorstufe der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, kann durch NTURBmin angegeben werden. Der Durchmesser des Fans kann durch ϕfan angegeben werden. Ein Niedriggeschwindigkeitssystemparameter (LSS) kann definiert werden als:
Der Wert des Niedriggeschwindigkeitssystemparameters (LSS) kann wie folgt angegeben werden:
Der Wert des Niedriggeschwindigkeitssystemparameters (LSS) kann in einem Bereich mit einer Untergrenze von einem von 1,3 × 106 m.U/min, 1,4 × 106 m.U/min, 1,5 × 106 m.U/min, 1,6 × 106 m.U/min, 1,7 × 106 m.U/min, 1,8 × 106 m.U/min oder 1,9 × 106 m.U/min und/oder einer Obergrenze von einem von 2,9 × 106 m.U/min, 2,8 × 106 m.U/min, 2,7 × 106 m.U/min, 2,6 × 106 m.U/min, 2,5 × 106 m.U/min, 2,4 × 106 m.U/min, 2,3 × 106 m.U/min oder 2,2 × 106 m.U/min liegen. The value of the low speed system parameter (LSS) can be in a range with a lower limit of 1.3 × 10 6 mU / min, 1.4 × 10 6 mU / min, 1.5 × 10 6 mU / min, 1.6 × 10 6 mU / min, 1.7 × 10 6 mU / min, 1.8 × 10 6 mU / min or 1.9 × 10 6 mU / min and / or an upper limit of one of 2.9 × 10 6 mU / min, 2.8 × 10 6 mU / min, 2.7 × 10 6 mU / min, 2.6 × 10 6 mU / min, 2.5 × 10 6 mU / min, 2.4 × 10 6 mU / min, 2.3 × 10 6 mU / min or 2.2 × 10 6 mU / min.
Gemäß einem Gesichtspunkt, der unabhängig von anderen hierin offenbarten Gesichtspunkten sein kann oder mit diesen kombiniert werden kann, wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:
- einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst;
- einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
- ein Getriebe, das einen Antrieb von der ersten Kernwelle (
26 ) aufnimmt und Antrieb zum Antreiben des Fans abgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:- die Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, mindestens zwei axial getrennte Rotorstufen umfasst und eine Drehzahl am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben (wie an anderer Stelle hierin definiert) WIrp U/min aufweist;
- die Mindestanzahl an Rotorschaufeln in einer einzelnen Rotorstufe der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, NTURBmin ist;
- der Durchmesser des Fans ϕfan ist; und
- ein Niedriggeschwindigkeitssystemparameter (LSS) definiert ist als:
- an engine core including a turbine, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor;
- a fan disposed upstream of the engine core, the fan comprising a plurality of fan blades; and
- a gearbox that drives a drive from the first core shaft (
26 ) and drives the fan to drive the fan at a lower speed than the first core shaft, wherein:- the turbine that drives the fan via the transmission includes at least two axially separated rotor stages and has a speed at the lateral reference point when lifted (as defined elsewhere herein) WIrp RPM;
- the minimum number of rotor blades in a single rotor stage of the turbine that drives the fan through the transmission is NTURBmin;
- the diameter of the fan is ϕfan; and
- a low speed system parameter (LSS) is defined as:
Der Wert des Niedriggeschwindigkeitssystemparameters (LSS) kann in einem Bereich mit einer Untergrenze von einem von 1,3 × 106 m.U/min, 1,4 × 106 m.U/min, 1,5 × 106 m.U/min, 1,6 × 106 m.U/min, 1,7 × 106 m.U/min, 1,8 × 106 m.U/min oder 1,9 × 106 m.U/min und/oder einer Obergrenze von einem von 2,9 × 106 m.U/min, 2,8 × 106 m.U/min, 2,7 × 106 m.U/min, 2,6 × 106 m.U/min, 2,5 × 106 m.U/min, 2,4 × 106 m.U/min, 2,3 × 106 m.U/min oder 2,2 × 106 m.U/min liegen.The value of the low speed system parameter (LSS) can be in a range with a lower limit of 1.3 × 10 6 mU / min, 1.4 × 10 6 mU / min, 1.5 × 10 6 mU / min, 1.6 × 10 6 mU / min, 1.7 × 10 6 mU / min, 1.8 × 10 6 mU / min or 1.9 × 10 6 mU / min and / or an upper limit of one of 2.9 × 10 6 mU / min, 2.8 × 10 6 mU / min, 2.7 × 10 6 mU / min, 2.6 × 10 6 mU / min, 2.5 × 10 6 mU / min, 2.4 × 10 6 mU / min, 2.3 × 10 6 mU / min or 2.2 × 10 6 mU / min.
Es wurde befunden, dass das Bereitstellen eines Gasturbinentriebwerks mit einem Niedriggeschwindigkeitssystemparameter (LSS) in den hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Bereichen zu einem Gasturbinentriebwerk mit hohem Wirkungsgrad (beispielsweise aufgrund eines hohen Vortriebswirkungsgrads) und/oder hohem Schub (zum Beispiel im Bereich von 180 kN bis 450 kN), aber mit annehmbar niedrigem (und/oder niedrigerem als herkömmlichem) Lärmpegel (zum Beispiel aufgrund von besonders geringem Turbinenlärm, der sich vom Heck des Triebwerks ausbreitet) führt. Die Drehzahl der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben kann mit der maximalen Drehzahl dieser Turbine während des Abhebens identisch oder dieser ähnlich sein (z. B. innerhalb von 5 % davon).It has been found that providing a gas turbine engine with a low speed system parameter (LSS) in the areas described and / or claimed herein to a gas turbine engine with high efficiency (e.g. due to high propulsion efficiency) and / or high thrust (e.g. in the range of 180 kN) up to 450 kN), but with an acceptably low (and / or lower than conventional) noise level (for example due to particularly low turbine noise that spreads from the rear of the engine). The speed of the turbine that drives the fan via the transmission at the lateral reference point when lifting off can be identical to or similar to the maximum speed of this turbine during lifting (e.g. within 5% of it).
Lediglich als spezifisches Beispiel können einige Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung eine Turbinendrehzahl am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben (WIrp) im Bereich von 5300 U/min bis 7000 U/min (zum Beispiel 5700 U/min bis 6500 U/min) und/oder einen Fan-Durchmesser im Bereich von 320 cm bis 400 cm (zum Beispiel 330 cm bis 370 cm) und/oder eine Mindestanzahl von Rotorschaufeln in einer einzelnen Rotorstufe der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, (NTURBmin) im Bereich von
Lediglich als weiteres spezifisches Beispiel können einige Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung eine Turbinendrehzahl am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben (WIrp) im Bereich von 8000 U/min bis 9500 U/min (zum Beispiel 8200 U/min bis 9200 U/min) und/oder einen Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 290 cm (zum Beispiel 230 cm bis 270 cm) und/oder eine Mindestanzahl von Rotorschaufeln in einer einzelnen Rotorstufe der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, (NTURBmin) im Bereich von
Die Gesamtzahl an Turbinenschaufeln in der Turbine, die den Fan über das Getriebe antreibt, kann im Bereich von
In einigen Anordnungen darf die relative Machzahl an der Spitze jeder Fan-Schaufel 1,09 M am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben nicht überschreiten. So kann beispielsweise in einigen Anordnungen die relative Machzahl an der Spitze jeder Fan-Schaufel in einem Bereich liegen, der eine Untergrenze von 0,8 M, 0,9 M, 1,0 M, 1,01 M oder 1,02 M und eine Obergrenze von 1,05 M, 1,06 M, 1,07 M oder 1,08 M am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben aufweist.In some arrangements, the relative Mach number at the top of each fan blade may not exceed 1.09M at the side reference point when lifting. For example, in some Arrangements the relative Mach number at the tip of each fan blade is in a range that has a lower limit of 0.8M, 0.9M, 1.0M, 1.01M or 1.02M and an upper limit of 1, 05 M, 1.06 M, 1.07 M or 1.08 M at the lateral reference point when lifting.
Solch eine relative Machzahl an der Spitze jeder Fan-Schaufel kann dazu beitragen, den vom Fan erzeugten Lärm zu reduzieren. Dementsprechend kann ein Gasturbinentriebwerk mit einer solchen relativen Machzahl an der Spitze jeder Fan-Schaufel am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben sowohl einen niedrigeren Fan-Lärm als auch einen niedrigeren Turbinenlärm aufweisen als ein herkömmliches Triebwerk. Da sowohl der Fan-Lärm als auch der Turbinenlärm einen wesentlichen Beitrag zum gesamten Triebwerkslärm bei einem herkömmlichen Triebwerk leisten, kann eine solche Anordnung besonders effektiv sein, um den gesamten Triebwerkslärm zu reduzieren. Als zusätzlicher oder alternativer Vorteil kann dies wiederum die Menge der am Einlass des Triebwerks erforderlichen akustischen Auskleidung verringern, was einen kürzeren Einlass ermöglichen kann. Bei Gasturbinentriebwerken, die den beanspruchten Fan-Durchmesser aufweisen (der größer als viele frühere Triebwerke ist), kann der Einlass erheblich zum aerodynamischen Widerstand des Triebwerks während des Gebrauchs beitragen, und daher kann die Fähigkeit, sein Ausmaß zu verringern, besonders vorteilhaft sein.Such a relative Mach number at the top of each fan blade can help reduce the noise generated by the fan. Accordingly, a gas turbine engine with such a relative Mach number at the tip of each fan blade at the side reference point can have both lower fan noise and turbine noise when lifted off than a conventional engine. Since both the fan noise and the turbine noise make a significant contribution to the total engine noise in a conventional engine, such an arrangement can be particularly effective in reducing the overall engine noise. As an additional or alternative advantage, this in turn can reduce the amount of acoustic lining required at the engine inlet, which can allow a shorter inlet. For gas turbine engines that have the claimed fan diameter (which is larger than many previous engines), the inlet can add significantly to the aerodynamic drag of the engine during use, and therefore the ability to reduce its size can be particularly beneficial.
Wie hierin verwendet, kann die relative Machzahl an der Spitze der Fan-Schaufel als die Vektorsumme der axialen Machzahl aufgrund der Vorwärtsgeschwindigkeit des Triebwerks und der rotierenden Machzahl aufgrund der Drehung der Fan-Schaufel um die Triebwerkachse definiert werden.As used herein, the relative Mach number at the tip of the fan blade can be defined as the vector sum of the axial Mach number due to the forward speed of the engine and the rotating Mach number due to the rotation of the fan blade about the engine axis.
In jedem Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine Brennkammer axial stromabwärts, zum Beispiel axial stromabwärts, des Fans und des (der) Verdichter(s) bereitgestellt sein. Zum Beispiel kann sich die Brennkammer direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (zum Beispiel an dessen Ausgang) befinden, wo ein zweiter Verdichter bereitgestellt ist. Als weiteres Beispiel kann die der Strom am Ausgang zur Brennkammer an den Einlass der zweiten Turbine bereitgestellt werden, wo eine zweite Turbine bereitgestellt ist. Die Brennkammer kann stromaufwärts der Turbine(n) bereitgestellt sein.In any gas turbine engine as described and / or claimed herein, a combustor may be provided axially downstream, for example axially downstream, of the fan and compressor (s). For example, the combustor may be located directly downstream of the second compressor (e.g., at the outlet thereof) where a second compressor is provided. As another example, the flow can be provided at the exit to the combustor at the inlet of the second turbine where a second turbine is provided. The combustor can be provided upstream of the turbine (s).
Der oder jeder Verdichter (zum Beispiel der erste Verdichter und der zweite Verdichter, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen, zum Beispiel mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln, die variable Statorschaufeln sein können (da ihr Einfallswinkel variabel sein kann), umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.The or each compressor (for example, the first compressor and the second compressor as described above) can comprise any number of stages, for example several stages. Each stage can include a series of rotor blades and a series of stator blades, which can be variable stator blades (since their angle of incidence can be variable). The row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
Die oder jede Turbine (zum Beispiel die erste Turbine und die zweite Turbine, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen, zum Beispiel mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein.The or each turbine (for example, the first turbine and the second turbine, as described above) can include any number of stages, for example multiple stages. Each stage can include a series of rotor blades and a series of stator blades. The row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
Jede Fan-Schaufel kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, die sich von einer Wurzel (oder Nabe) an einer radial inneren gasgewaschenen Stelle oder einer Position mit 0 % Spannweite zu einer Spitze an einer Position mit 100 % Spannweite erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann kleiner sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 0,4, 0,39, 0,38 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zu dem Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemein als das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der Anströmkante (oder dem axial vordersten Teil) der Laufschaufel gemessen werden. Das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den gasgewaschenen Abschnitt der Fan-Schaufel, d. h. den Abschnitt radial außerhalb irgendeiner Plattform.Each fan blade can be defined to have a radial span that extends from a root (or hub) at a radially inner gas-washed location or position at 0% span to a tip at a position at 100% span. The ratio of the radius of the fan blade on the hub to the radius of the fan blade on the tip can be less than (or in the order of magnitude of): 0.4, 0.39, 0.38 0.37, 0, 36, 0.35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31, 0.3, 0.29, 0.28, 0.27, 0.26 or 0.25. The ratio of the radius of the fan blade on the hub to the radius of the fan blade on the tip can be in an inclusive range limited by any two of the values in the previous sentence (ie, the values can be upper or lower limits form). These ratios can be commonly referred to as the hub-to-tip ratio. The radius at the hub and the radius at the tip can both be measured at the leading edge (or the axially foremost part) of the blade. The hub-to-tip ratio, of course, refers to the gas-washed section of the fan blade, i.e. H. the section radially outside of any platform.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze einer Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen werden. Der Fan-Durchmesser (der einfach das Doppelte des Fan-Radius betragen kann) kann größer sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (etwa 100 Zoll), 260 cm, 270 cm (etwa 105 Zoll), 280 cm (etwa 110 Zoll), 290 cm (etwa 115 Zoll), 300 cm (etwa 120 Zoll), 310 cm, 320 cm (etwa 125 Zoll), 330 cm (etwa 130 Zoll), 340 cm (etwa 135 Zoll), 350 cm, 360 cm (etwa 140 Zoll), 370 cm (etwa 145 Zoll), 380 (etwa 150 Zoll) cm, 390 cm (etwa 155 Zoll), 400 cm, 410 cm (etwa 160 Zoll) oder 420 cm (etwa 165 Zoll). Der Fan-Durchmesser kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).The fan radius can be measured between the centerline of the engine and the tip of a fan blade on its leading edge. The fan diameter (which can easily be twice the fan radius) can be larger (or of the order of magnitude): 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (about 100 inches), 260 cm, 270 cm (about 105 inches), 280 cm (about 110 inches), 290 cm (about 115 inches), 300 cm (about 120 inches), 310 cm, 320 cm (about 125 inches), 330 cm (about 130 inches), 340 cm (about 135 inches), 350 cm, 360 cm (about 140 inches), 370 cm (about 145 inches), 380 (about 150 inches) cm, 390 cm (about 155 inches), 400 cm, 410 cm (about 160 inches) or 420 cm (about 165 inches). The fan diameter can be in an inclusive range limited by any two of the values in the previous sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
Die Drehzahl des Fans kann im Gebrauch variieren. Im Allgemeinen ist die Drehzahl bei Fans mit einem größeren Durchmesser niedriger. Rein als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen kleiner als 2500 U/min, zum Beispiel kleiner als 2300 U/min, sein. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein Triebwerk, das einen Fan-Durchmesser im Bereich von 220 cm bis 290 cm (zum Beispiel 230 cm bis 270 cm) aufweist, im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein Triebwerk, das einen Fan-Durchmesser im Bereich von 320 cm bis 400 cm (zum Beispiel 330 cm bis 370 cm) aufweist, im Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min, liegen.The speed of the fan can vary in use. In general, the speed is with fans with a larger diameter lower. As a non-limiting example, the speed of the fan under cruise conditions may be less than 2500 rpm, for example less than 2300 rpm. Purely as another non-limiting example, the speed of the fan under cruising conditions for an engine that has a fan diameter in the range from 220 cm to 290 cm (for example 230 cm to 270 cm) can range from 1700 rpm to 2500 Rpm, for example in the range from 1800 rpm to 2300 rpm, for example in the range from 1900 rpm to 2100 rpm. Purely as another non-limiting example, the speed of the fan under cruising conditions for an engine that has a fan diameter in the range from 320 cm to 400 cm (for example 330 cm to 370 cm) can be in the range from 1200 rpm to 2000 Rpm, for example in the range from 1300 rpm to 1800 rpm, for example in the range from 1400 rpm to 1600 rpm.
Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fan-Schaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fan-Schaufel mit einer Geschwindigkeit
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges Bypass-Verhältnis aufweisen, wobei das Bypass-Verhältnis als das Verhältnis der Massenströmungsrate der des Stroms durch den Bypass-Kanal zu der Massenströmungsrate des Stroms durch den Kern unter Reiseflugbedingungen. In einigen Anordnungen kann das Bypass-Verhältnis größer sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 und 20. Zum Beispiel kann das Bypass-Verhältnis im Bereich von 12,5 bis 18, zum Beispiel 13 bis 18, zum Beispiel 13 bis 17 liegen. Das Bypass-Verhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Bypass-Kanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypass-Kanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radiale Außenfläche des Bypass-Kanals kann durch eine Gondel und/oder ein Fan-Gehäuse definiert sein.Gas turbine engines in accordance with the present disclosure may have any bypass ratio, the bypass ratio being the ratio of the mass flow rate of the flow through the bypass channel to the mass flow rate of the flow through the core under cruise conditions. In some arrangements, the bypass ratio may be greater than (or on the order of) one of the following: 10, 10.5, 11, 11.5, 12, 12.5, 13, 13.5, 14, 14 , 5, 15, 15.5, 16, 16.5, 17, 17.5, 18, 18.5, 19, 19.5 and 20. For example, the bypass ratio can range from 12.5 to 18 , for example 13 to 18, for example 13 to 17. The bypass ratio can be in an inclusive range limited by any two of the values in the previous sentence (i.e., the values can be upper or lower limits). The bypass channel can be essentially ring-shaped. The bypass channel can be located radially outside the core engine. The radial outer surface of the bypass channel can be defined by a gondola and / or a fan housing.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor Eintritt in die Brennkammer) definiert sein. Als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter Reiseflugbedingungen größer sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon liegen):
Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks geteilt durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk definiert sein. Unter Reiseflugbedingungen kann der spezifische Schub eines hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Triebwerks kleiner sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon): 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 85 Nkg-1s oder 80 Nkg-1s. Der spezifische Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Derartige Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.The specific thrust of an engine can be defined as the net thrust of the engine divided by the total mass flow through the engine. Under cruise conditions, the specific thrust of an engine described and / or claimed herein may be less than (or on the order of) one of the following: 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s or 80 Nkg -1 s. The specific thrust can be in an inclusive range limited by any two of the values in the previous sentence (ie, the values can be upper or lower limits). Such engines can be particularly efficient compared to conventional gas turbine engines.
Ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jeden gewünschten maximalen Schub aufweisen. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub von mindestens einem von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon) zu erzeugen: 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN oder 550 kN. Der maximale Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der oben genannte Schub kann der maximale Nettoschub bei Standardatmosphärenbedingungen auf Meereshöhe plus 15 Grad C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 Grad C) sein, wobei das Triebwerk statisch ist.A gas turbine engine as described and / or claimed herein can have any desired maximum thrust. As a non-limiting example, a gas turbine as described and / or claimed herein may be able to produce a maximum thrust of at least (or on the order of) one of the following: 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN or 550 kN. The maximum thrust can be in an inclusive range that is limited by any two of the values in the previous sentence (i.e., the values can be upper or lower limits). The above thrust can be the maximum net thrust under standard atmospheric conditions at sea level plus 15 degrees C (ambient pressure 101.3 kPa,
Im Gebrauch kann die Temperatur des Stroms am Eintritt in die Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann am Ausgang zur Brennkammer gemessen werden, zum Beispiel unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die selbst als Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann. Im Flug kann die TET mindestens eines von Folgendem sein (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K. Die TET im Flug kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann zum Beispiel mindestens eines von Folgendem sein (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K oder 2000 K. Die maximale TET kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET kann zum Beispiel bei einem hohen Schubzustand, zum Beispiel bei einer maximalen Abhebebedingung (MTO-Bedingung) auftreten. In use, the temperature of the stream at the entrance to the high pressure turbine can be particularly high. This temperature, which can be referred to as TET, can be measured at the exit to the combustion chamber, for example immediately upstream of the first turbine blade, which can itself be referred to as a nozzle guide blade. In flight, the TET can be at least one of the following (or in the order of magnitude): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K, or 1650 K. The TET in flight can be in an inclusive range, by any two of the values in the previous sentence is limited (ie, the values can form upper or lower limits). For example, the maximum TET in use of the engine can be (or be of the order of magnitude) at least one of: 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, or 2000 K. The maximum TET can be in an inclusive range bounded by any two of the values in the previous sentence (ie, the values can be upper or lower bounds). The maximum TET can occur, for example, with a high thrust condition, for example with a maximum lift-off condition (MTO condition).
Eine Fan-Schaufel und/oder ein Luftleitblechabschnitt einer Fan-Schaufel, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann bzw. können aus jedem geeigneten Material oder jeder geeigneten Kombination von Materialien hergestellt sein. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder des Luftleitblechs mindestens teilweise aus einem Verbundwerkstoff, zum Beispiel einem Metallmatrixverbundwerkstoff und/oder einem organischen Matrixverbundwerkstoff, wie Kohlefaser, hergestellt sein. Als weiteres Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder des Luftleitblechs mindestens teilweise aus einem Metall, wie einem auf Titan basierenden Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material, hergestellt sein. Die Fan-Schaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung unterschiedlicher Materialien hergestellt sind. Zum Beispiel kann die Fan-Schaufel eine schützende Anströmkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt sein kann, das besser in der Lage ist, einem Aufprall (zum Beispiel von Vögeln, Eis oder anderem Material) zu widerstehen als der Rest der Laufschaufel. Eine derartige Anströmkante kann zum Beispiel unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt sein. Somit kann die Fan-Schaufel rein beispielhaft einen auf Kohlenstofffaser oder Aluminium basierenden Körper (wie eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einer Anströmkante aus Titan aufweisen.A fan blade and / or an air baffle portion of a fan blade as described and / or claimed herein may be made of any suitable material or combination of materials. For example, at least part of the fan blade and / or the air baffle can be made at least partially of a composite material, for example a metal matrix composite material and / or an organic matrix composite material such as carbon fiber. As a further example, at least a part of the fan blade and / or the air baffle can be made at least partially of a metal, such as a titanium-based metal or an aluminum-based material (such as an aluminum-lithium alloy) or a steel-based material, be made. The fan blade may include at least two areas that are made using different materials. For example, the fan blade may have a protective leading edge that may be made using a material that is better able to withstand an impact (e.g., birds, ice, or other material) than the rest of the blade. Such a leading edge can be produced, for example, using titanium or a titanium-based alloy. Thus, purely by way of example, the fan blade can have a body based on carbon fiber or aluminum (such as an aluminum-lithium alloy) with a leading edge made of titanium.
Ein Fan, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann einen zentralen Abschnitt umfassen, von dem sich die Fan-Schaufeln, zum Beispiel in einer radialen Richtung, erstrecken können. Die Fan-Schaufeln können in jeder gewünschten Weise an dem zentralen Abschnitt befestigt sein. Zum Beispiel kann jede Fan-Schaufel eine Befestigung umfassen, die in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) eingreifen kann. Eine solche Befestigung kann rein beispielhaft in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe einsteckbar und/oder einrastbar ist, um die Fan-Schaufel an der Nabe/Scheibe zu befestigen. Als weiteres Beispiel können die Fan-Schaufeln einstückig mit einem zentralen Abschnitt gebildet sein. Eine derartige Anordnung kann als Schaufelscheibe oder Schaufelring bezeichnet werden. Jedes geeignete Verfahren kann zur Herstellung einer solchen Schaufelscheibe oder eines solchen Schaufelrings verwendet werden. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln aus einem Block gefertigt sein und/oder kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln durch Schweißen, wie etwa lineares Reibschweißen, an der Nabe/Scheibe befestigt sein.A fan, as described and / or claimed herein, may include a central portion from which the fan blades may extend, for example in a radial direction. The fan blades can be attached to the central portion in any desired manner. For example, each fan blade can include an attachment that can engage a corresponding slot in the hub (or disc). Such an attachment can be present, for example, in the form of a dovetail, which can be inserted and / or latched into a corresponding slot in the hub / disk in order to attach the fan blade to the hub / disk. As another example, the fan blades can be integrally formed with a central portion. Such an arrangement can be referred to as a blade disc or blade ring. Any suitable method can be used to manufacture such a blade disc or ring. For example, at least a portion of the fan blades can be made from a block and / or at least a portion of the fan blades can be attached to the hub / disc by welding, such as linear friction welding.
Die hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Gasturbinentriebwerke können mit einer flächenvariablen Düse (variable area nozzle, VAN) versehen sein oder nicht. Eine derartige flächenvariable Düse kann das Variieren der Austrittsfläche des Bypass-Kanals im Gebrauch ermöglichen. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne VAN angewendet werden.The gas turbine engines described and / or claimed herein may or may not be provided with a variable area nozzle (VAN). Such an area-variable nozzle can allow the outlet area of the bypass channel to be varied in use. The general principles of the present disclosure can be applied to engines with or without VAN.
Der Fan einer Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine beliebige Anzahl von Fan-Schaufeln, zum Beispiel 14, 16, 18, 20, 22, 24 oder 26 Fan-Schaufeln, aufweisen.The gas turbine fan as described and / or claimed herein may have any number of fan blades, for example 14, 16, 18, 20, 22, 24, or 26 fan blades.
Wie hierin verwendet, haben Reiseflugbedingungen die herkömmliche Bedeutung und würden vom Fachmann leicht verstanden werden. Somit würde der Fachmann sofort erkennen, dass bei einem gegebenen Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug Reiseflugbedingungen den Arbeitspunkt des Triebwerks bei Reiseflugmitte einer gegebenen Mission (was in der Branche als die „wirtschaftliche Mission“ bezeichnet werden kann) eines Flugzeugs bedeuten, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht werden soll. In dieser Hinsicht ist die Reiseflugmitte der Punkt in einem Flugzeugflugzyklus, bei dem 50 % des gesamten Treibstoffs, der zwischen dem höchsten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs verbrannt wird, verbrannt worden ist (was durch den Mittelpunkt - in Bezug auf Zeit und/oder Abstand - zwischen dem höchsten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs angenähert werden kann.) Reiseflugbedingungen definieren somit einen Arbeitspunkt des Gasturbinentriebwerks, der einen Schub bereitstellt, der einen Betrieb in einem stabilen Zustand (d. h. Aufrechterhaltung einer konstanten Höhe und konstanten Machzahl) bei Reiseflugmitte eines Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, unter Berücksichtigung der für dieses Flugzeug bereitgestellten Anzahl von Triebwerken sicherstellen würde. Wenn zum Beispiel ein Triebwerk dafür konzipiert ist, an einem Flugzeug angebracht zu werden, das zwei Triebwerke desselben Typs aufweist, stellt das Triebwerk unter Reiseflugbedingungen die Hälfte des Gesamtschubs bereit, der für einen Betrieb in einem stabilen Zustand dieses Flugzeugs bei Reiseflugmitte erforderlich wäre.As used herein, cruise conditions have conventional meaning and would be readily understood by those skilled in the art. Thus, those skilled in the art would immediately recognize that for a given gas turbine engine for an aircraft, cruise conditions mean the engine's operating point at mid-cruise of a given mission (which may be referred to in the industry as the "economic mission") of an aircraft to which the gas turbine engine is attached should. In this regard, the cruise center is the point in an aircraft flight cycle where 50% of the total fuel burned between the highest point of the climb and the beginning of the descent has been burned (as indicated by the center - in terms of time and / or distance - can be approximated between the highest point of the climb and the start of the descent.) Cruise conditions thus define an operating point of the gas turbine engine that provides a thrust that operates in one stable condition (ie maintaining a constant altitude and Mach number) at the center of the flight of an aircraft to which it is to be attached, taking into account the number of engines provided for this aircraft. For example, if an engine is designed to be mounted on an aircraft that has two engines of the same type, the engine provides half of the total thrust under cruise conditions that would be required to operate the aircraft in a stable condition at mid-cruise.
Mit anderen Worten sind die Reiseflugbedingungen für ein gegebenes Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug als der Arbeitspunkt des Triebwerks definiert, der einen spezifizierten Schub (erforderlich, um - in Kombination mit jeglichen anderen Triebwerken am Flugzeug - einen Betrieb in einem stabilen Zustand des Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, bei einer gegebenen Reiseflugmitte-Machzahl bereitzustellen) unter Reiseflugmitte-Atmosphärenbedingungen (definiert durch die Internationale Standardatmosphäre gemäß ISO 2533 bei Reiseflughöhe) bereitstellt. Für jedes gegebene Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sind der Schub bei Reiseflugmitte, die Atmosphärenbedingungen und die Machzahl bekannt, und somit ist der Arbeitspunkt des Triebwerks unter Reiseflugbedingungen klar definiert.In other words, the cruising conditions for a given gas turbine engine for an aircraft are defined as the operating point of the engine that requires a specified thrust (required to operate in combination with any other engine on the aircraft) in a stable condition of the aircraft on which it is should be attached to provide at a given cruise center Mach number) under cruise center atmospheric conditions (defined by the international standard atmosphere according to ISO 2533 at cruising altitude). For any given gas turbine engine for an aircraft, mid-cruise thrust, atmospheric conditions, and Mach number are known, and thus the engine's operating point is clearly defined under cruise conditions.
Rein beispielhaft kann die Vorwärtsgeschwindigkeit unter Reiseflugbedingungen jeder Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, zum Beispiel 0,75 bis 0,85, zum Beispiel 0,76 bis 0,84, zum Beispiel 0,77 bis 0,83, zum Beispiel 0,78 bis 0,82, zum Beispiel 0,79 bis 0,81, zum Beispiel in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder im Bereich von 0,8 bis 0,85 sein. Jede einzelne Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann Teil der Reiseflugbedingungen sein. Bei einigen Flugzeugen können die Reiseflugbedingungen außerhalb dieser Bereiche, zum Beispiel unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen.By way of example only, the forward speed under cruise conditions can be any point in the range of Mach 0.7 to 0.9, for example 0.75 to 0.85, for example 0.76 to 0.84, for example 0.77 to 0.83 , for example 0.78 to 0.82, for example 0.79 to 0.81, for example in the order of Mach 0.8, in the order of Mach 0.85 or in the range of 0.8 to 0, Be 85. Every single speed within these ranges can be part of the cruise conditions. Some aircraft may have cruising conditions outside of these ranges, for example below Mach 0.7 or above Mach 0.9.
Rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen Standardatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre, ISA) bei einer Höhe entsprechen, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, zum Beispiel im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, zum Beispiel im Bereich von 10.400 m bis 11.600 m (etwa 38.000 Fuß), zum Beispiel im Bereich von 10.500 m bis 11.500 m, zum Beispiel im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, zum Beispiel im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 Fuß) bis 11.300 m, zum Beispiel im Bereich von 10.800 m bis 11.200 m, zum Beispiel im Bereich von 10.900 m bis 11.100 m, zum Beispiel in der Größenordnung von 11.000 m, liegt. Die Reiseflugbedingungen können Standardatmosphärenbedingungen bei jeder gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.By way of example only, the cruise conditions can correspond to standard atmospheric conditions (according to the International Standard Atmosphere, ISA) at a height which is in the range from 10,000 m to 15,000 m, for example in the range from 10,000 m to 12,000 m, for example in the range from 10,400 m to 11,600 m (about 38,000 feet), for example in the range of 10,500 m to 11,500 m, for example in the range of 10,600 m to 11,400 m, for example in the range of 10,700 m (about 35,000 feet) to 11,300 m, for example in the range of 10,800 m to 11,200 m, for example in the range from 10,900 m to 11,100 m, for example in the order of 11,000 m. Cruise conditions can correspond to standard atmospheric conditions at any given altitude in these areas.
Rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen einem Arbeitspunkt des Triebwerks entsprechen, der bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,8 und Standardatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) bei einer Höhe von 38.000 Fuß (11.582 m) ein bekanntes erforderliches Schubniveau (zum Beispiel einen Wert im Bereich von 30 kN bis 35 kN) bereitstellt. Rein als weiteres Beispiel können die Reiseflugbedingungen einem Arbeitspunkt des Triebwerks entsprechen, der bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 und Standardatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) bei einer Höhe von 35.000 Fuß (10.668 m) ein bekanntes erforderliches Schubniveau (zum Beispiel einen Wert im Bereich von 50 kN bis 65 kN) bereitstellt. Im Einsatz kann ein hierin beschriebenes und/oder beanspruchtes Gasturbinentriebwerk unter den an anderer Stelle hierin definierten Reiseflugbedingungen betrieben werden. Derartige Reiseflugbedingungen können durch die Reiseflugbedingungen (zum Beispiel die Reiseflugmitte-Bedingungen) eines Flugzeugs bestimmt werden, an dem mindestens ein (zum Beispiel 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk(e) montiert werden kann, um einen Vortriebschub bereitzustellen.By way of example only, the cruising conditions may correspond to an engine operating point that, at a forward Mach number of 0.8 and standard atmospheric conditions (according to the International Standard Atmosphere) at a height of 38,000 feet (11,582 m), a known required thrust level (e.g. a value in the range from 30 kN to 35 kN). As another example, cruise conditions may correspond to an engine operating point that, at a forward Mach number of 0.85 and standard atmosphere conditions (according to the International Standard Atmosphere) at a height of 35,000 feet (10,668 m), is a known required thrust level (e.g. a value in the range from 50 kN to 65 kN). In use, a gas turbine engine described and / or claimed herein may be operated under the cruise conditions defined elsewhere herein. Such cruise conditions can be determined by the cruise conditions (e.g., cruise center conditions) of an aircraft to which at least one (e.g., 2 or 4) gas turbine engine (s) can be mounted to provide propulsive thrust.
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk bereitgestellt, das mindestens ein (zum Beispiel 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk wie hierin beschrieben und/oder beansprucht umfasst.In one aspect, a gas turbine engine is provided that includes at least one (for example, 2 or 4) gas turbine engine as described and / or claimed herein.
Der Fachmann wird verstehen, dass, außer im Falle des gegenseitigen Ausschlusses, ein Merkmal oder ein Parameter, das/der in Bezug auf einen der oben genannten Gesichtspunkte beschrieben ist, auf jeden anderen Gesichtspunkt angewendet werden kann. Außerdem kann, außer im Falle des gegenseitigen Ausschlusses, jedes hierin beschriebene Merkmal oder jeder hierin beschriebene Parameter auf einen beliebigen Gesichtspunkt angewendet werden und/oder mit irgendeinem anderen hierin beschriebenen Merkmal oder Parameter kombiniert werden.Those skilled in the art will understand that, except in the case of mutual exclusion, a feature or parameter described in relation to one of the above considerations can be applied to any other viewpoint. In addition, except in the case of mutual exclusion, any feature or parameter described herein may be applied to any aspect and / or combined with any other feature or parameter described herein.
Ausführungsformen werden nun nur beispielhaft unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, in denen:
-
1 eine Querschnittsseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist; -
2 eine Querschnittsseitenansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks aus der Nähe ist; -
3 eine teilweise aufgeschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk ist; -
4 eine schematische Darstellung ist, die die Messung des effektiven wahrgenommenen Lärmpegels (EPNL) während des Abhebens zeigt; -
5 ein Graph ist, der ein Beispiel dafür zeigt, wie sich der EPNL mit der Entfernung während des Abhebens ändert, für ein Beispiel eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Offenbarung; -
6 ein Graph ist, der den Beitrag von Lärm des hinteren Fans und des Turbinenlärms zum EPNL an einem seitlichen Bezugspunkt beim Abheben für ein Beispiel eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Offenbarung zeigt; -
7 eine schematische Nahansicht der Turbine ist, die den Fan antreibt, in einem Beispiel eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Offenbarung; und -
8 iein Diagramm ist, das die Berechnung der relativen Machzahl der Fanspitze veranschaulicht.
-
1 Figure 3 is a cross-sectional side view of a gas turbine engine; -
2nd a close-up cross-sectional side view of an upstream portion of a gas turbine engine; -
3rd a partially cut-away view of a transmission for a gas turbine engine; -
4th Fig. 3 is a schematic diagram showing the measurement of the effective perceived noise level (EPNL) during take off; -
5 FIG. 14 is a graph showing an example of how the EPNL changes with distance during takeoff for an example of a gas turbine engine in accordance with the present disclosure; -
6 FIG. 12 is a graph showing the contribution of rear fan noise and turbine noise to the EPNL at a side reference when taking off for an example gas turbine engine in accordance with the present disclosure; -
7 FIG. 10 is a schematic close-up view of the turbine that drives the fan in an example of a gas turbine engine in accordance with the present disclosure; and -
8th is a diagram that illustrates the calculation of the relative Mach number of the fan top.
Im Gebrauch wird der Kernluftstrom A beschleunigt und durch den Niederdruckverdichter
Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebefan-Gasturbinentriebwerk
Es ist zu beachten, dass die Begriffe „Niederdruckturbine“ und „Niederdruckverdichter“, wie hier verwendet, die Turbinenstufen mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufen mit dem niedrigsten Druck (d. h. nicht einschließlich des Fans
Das Umlaufrädergetriebe
Das beispielhaft in den
Es versteht sich, dass die in den
Dementsprechend erstreckt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung von Getriebetypen (zum Beispiel Stern- oder Planetengetriebe), Stützstrukturen, Antriebs- und Abtriebswellenanordnung und Lagerpositionen.Accordingly, the present disclosure extends to a gas turbine engine having any arrangement of transmission types (e.g., star or planetary transmissions), support structures, input and output shaft arrangements, and bearing positions.
Optional kann das Getriebe zusätzliche und/oder alternative Komponenten antreiben (z. B. den Zwischendruckverdichter und/oder einen Booster-Verdichter).Optionally, the transmission can drive additional and / or alternative components (e.g. the intermediate pressure compressor and / or a booster compressor).
Andere Gasturbinentriebwerke, auf die die vorliegende Offenbarung angewendet werden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Zum Beispiel können solche Triebwerke eine alternative Anzahl von Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl von Verbindungswellen aufweisen. Als weiteres Beispiel weist das in
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks
Beim Betrieb zum Antreiben eines Flugzeugs erzeugt das Gasturbinentriebwerk
Das Abheben ist unter Lärmgesichtspunkten eine besonders wichtige Flugbedingung, da das Triebwerk in der Regel unter einer Bedingung hoher Leistung betrieben wird und das Triebwerk in Bodennähe und damit möglicherweise in der Nähe von Gemeinden ist. Um den Einfluss des vom menschlichen Ohr wahrgenommenen erzeugten Lärms zu quantifizieren, wird ein „effektiver wahrgenommener Lärmpegel“ (EPNL) definiert. Der EPNL berücksichtigt Faktoren wie Frequenz, absoluten Pegel, Tonkomponenten und Dauer des Lärms und in der Weise berechnet, wie in Anhang
Ein seitlicher Bezugspunkt beim Abheben wird verwendet, um die Auswirkung des erzeugten Lärms speziell während des Abhebens eines durch das Gasturbinentriebwerk
Insbesondere ist der seitliche Bezugspunkt beim Abheben als der Punkt auf einer Linie parallel und 450 m von der Startbahnmittellinie entfernt definiert, an dem der EPNL während des Abhebens maximal ist. Dies wird in
An einer bestimmten Position auf der Flugbahn erreicht der EPNL (d. h. die der Boden gemessene EPNL, entlang der Linie
Es kann davon ausgegangen werden, dass das Abheben mindestens so lange dauert, wie es zur Bestimmung des Maximalpunkts (in einem Abstand
Eine Reihe unterschiedlicher Lärmquellen tragen zum EPNL und damit zum
Die gegenwärtigen Erfinder haben jedoch festgestellt, dass der Beitrag zum
Dementsprechend kann das Gasturbinentriebwerk
Es versteht sich, dass die einzelnen Beiträge der Komponenten (wie der Lärm vom Fan
Jede Rotorstufe
Jede Rotorstufe
Es kann gesagt werden, dass eine Rotorstufe
Die Niederdruckrotorstufe
Die Anzahl der Rotorschaufeln kann einen Einfluss auf die Frequenz des von der Turbine
Jede Rotorstufe
In einem bestimmten, nicht einschränkenden Beispiel können die erste (am weitesten stromaufwärtige) Rotorstufe
Am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben weist die Niederdruckturbine
In einem Beispiel weist die Niederdruckturbine
Ein Niedriggeschwindigkeitssystemparameter (LSS) kann für das Gasturbinentriebwerk
- WIrp ist die
Drehzahl der Turbine 19 , dieden Fan 23 über das Getriebe 30 antreibt (U/min), am seitlichen Bezugspunkt beim Abheben; - NTURBmin ist die minimale Anzahl an Rotorschaufeln in einer einzelnen Rotorstufe
210 ,220 ,230 ,240 der Turbine 19 , dieden Fan 23 über das Getriebe 30 antreibt; und - ϕfan ist der Durchmesser des Fans (m).
- WIrp is the speed of the turbine
19th who thefan 23 about the transmission30th drives (rpm), at the lateral reference point when lifting; - NTURBmin is the minimum number of rotor blades in a
single rotor stage 210 ,220 ,230 ,240 the turbine19th who thefan 23 about the transmission30th drives; and - ϕfan is the diameter of the fan (m).
In einigen Anordnungen liegt der Niedriggeschwindigkeitssystemparameter (LSS) für das Gasturbinentriebwerk
Lediglich als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gasturbinentriebwerk
Lediglich als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann das Gasturbinentriebwerk
Die axiale Machzahl an der Anströmkante der Spitze des Fan-Schaufel ist in
Die relative Machzahl der Fanspitze (
Zur Berechnung der Machzahlen (
Die relative Machzahl der Fanspitze (
Ein weiteres Beispiel für ein Merkmal, das für Gasturbinentriebwerke
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und dass verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hierin beschriebenen Konzepten abzuweichen. Außer im Falle des gegenseitigen Ausschlusses kann jedes der Merkmale getrennt oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen eingesetzt werden, und die Offenbarung erstreckt sich auf alle Kombinationen und Unterkombinationen von einem oder mehreren hierin beschriebenen Merkmalen und schließt diese ein.It is understood that the invention is not limited to the above-described embodiments and that various modifications and improvements can be made without departing from the concepts described herein. Except in the case of mutual exclusion, each of the features may be used separately or in combination with any other features, and the disclosure extends to and includes all combinations and subcombinations of one or more features described herein.
Claims (15)
Applications Claiming Priority (2)
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