DE4008432C2

DE4008432C2 -

Info

Publication number: DE4008432C2
Application number: DE4008432A
Authority: DE
Inventors: Lawrence Cincinnati Ohio Us Butler
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1989-03-20
Filing date: 1990-03-16
Publication date: 1992-04-23
Also published as: GB2229498A; GB2229498B; FR2644515A1; IT9019733A0; JPH02267325A; US4951461A; GB9005867D0; IT9019733A1; CA2007152A1; DE4008432A1; IT1239397B

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen Leistungsturbinenabschnitt für ein Gasturbinentriebwerk gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Ein derartiger Leistungsturbinenabschnitt ist aus der DE 37 29 809 A1 bekannt.

Gasturbinentriebwerke, wie sie in einem Flugzeug verwendet werden, enthalten im allgemeinen einen Verdichter, eine Brennkammer und eine Hochdruckturbine in Strömungsrichtung hintereinander. In das Triebwerk eintretende Luft wird durch den Verdichter verdichtet und dann mit Brennstoff gemischt und gezündet, um eine hochenergetische Gasströmung zu bilden. Die Gasströmung strömt durch die Hochdruckturbine, wo ein Teil der Verbrennungsenergie entzogen wird, um den Verdichter anzutreiben. Turboprop- und Turbinentriebwerke, wie sie zum Antrieb von Flugzeugen verwendet werden, enthalten üblicherweise auch eine zweite Turbine, die als eine Kraft- oder Leistungsturbine bekannt ist und stromabwärts (hinter) der Hochdruckturbine angeordnet ist. Die Leistungsturbine bezieht Energie aus der Gasströmung, um mehrere Propeller oder Fanschaufeln anzutreiben, die die Vortriebskraft liefern, um ein Flugzeug zu bewegen.

Die eingangs genannte DE 37 29 809 A1 wie auch die DE 36 14 157 A1 oder die DE 33 38 456 A1 beschreiben ein Gasturbinentriebwerk, bei dem erste und zweite ringförmige Anordnungen von Antriebsschaufeln von der Leistungsturbine radial nach außen ragen. Die Leistungsturbine enthält mehrere Anordnungen von Turbinenschaufeln, die abwechselnd mit ersten und zweiten Rotoren verbunden sind, so daß die Rotoren in entgegengesetzter Richtung umlaufen, wenn die Gasströmung durch die Leistungsturbine hindurchströmt. Die ersten und zweiten Anordnungen von Antriebsschaufeln sind auf entsprechende Weise mit den ersten und zweiten Rotoren verbunden, um für eine Antriebsbewegung zu sorgen.

Bei der bekannten Leistungsturbine sind die ersten und zweiten Rotoren koaxial um eine statische Struktur angeordnet, wobei der erste Rotor drehbar mit der statischen Struktur durch einen ersten Satz von Rollenlagern und der zweite Rotor mit der statischen Struktur durch einen zweiten Satz von Rollenlagern drehbar verbunden sind.

Ein Nachteil der Halterung beider Rotoren direkt auf der statischen Struktur besteht darin, daß eine axiale Biegung der statischen Struktur bewirken kann, daß die Turbinenschaufeln in der einen Ringanordnung ausgelenkt werden oder, im schlimmsten Falle, mit gegenläufig rotierenden Turbinenschaufeln in einer benachbarten Ringanordnung zusammenprallen. Derartige Auslenkungen können auftreten, wenn die statische Struktur Biegekräfte aus den Antriebsschaufeln erfährt, während sie auch das Gewicht der Rotoren trägt. Da ein Flugzeug Manöver durchläuft oder externen Kräften ausgesetzt ist, wird die statische Struktur Biegemomenten unterworfen, die Auslenkungen der Rotorhalterungen zur Folge haben. Wenn die Drehachse der Struktur an dem ersten Lagersatz in signifikanter Weise von der Drehachse der Struktur des zweiten Lagersatzes abweicht, können benachbarte Anordnungen von Turbinenschaufeln unterschiedliche Drehachsen haben und miteinander kollidieren. Da eine derartige Kollision ernsthafte Beschädigungen an der Leistungsturbine hervorrufen kann, ist es wünschenswert, eine Leistungsturbine für ein mantelloses Fan-Triebwerk zur Verfügung zu haben, bei dem die benachbarten Anordnungen von Turbinenschaufeln keinen derartigen Auslenkungen ausgesetzt sind.

Bei einem Flugzeug, das mantellose Fan-Triebwerke verwendet, sind die Triebwerksbefestigungen, die die Triebwerke an dem Flugzeug anbringen, an jedem Triebwerk vor dem Leistungsturbinenabschnitt befestigt, um Störungen mit den Antriebsschaufeln zu vermeiden. Ein Teil der statischen Struktur ist hinter den Triebwerksbefestigungen zentral durch den Leistungsturbinenabschnitt abgehängt, um die Rotoren dieses Abschnittes zu haltern. Ein Nachteil der Halterung jedes Rotors direkt an der statischen Struktur besteht darin, daß die statische Struktur eine größere Länge haben muß, um jeden Rotor getrennt zu haltern, um für eine relativ stabile, nicht auslenkende Halterung für diese lange, abgehängte Konfiguration zu sorgen, müssen die Gesamtgröße und die Masse des Stators relativ groß sein. Die entsprechende Gewichtserhöhung beeinflußt direkt die Brennstoffausnutzung des Flugzeugs. Wenn die Rotoren in einer Art und Weise gehaltert werden könnten, die gestatten würde, daß die Länge der statischen Struktur verkürzt würde, könnte das Gewicht des Triebwerkes ebenfalls verkleinert werden und die Brennstoffausnutzung des Flugzeuges würde weiter erhöht.

Es ist Aufgabe der Erfindung, einen Leistungsturbinenabschnitt der bekannten Art so auszugestalten, daß eine verkürzte Länge und verkleinerte Masse erhalten und verhindert wird, daß eine unterschiedliche Auslenkung zwischen den Triebwerksrotoren auftritt.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Maßnahmen des Patentanspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet. Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbesondere darin, daß der zweite Rotor für eine Drehung befestigt ist. Dadurch behalten beide Rotoren eine im wesentlichen gemeinsame Drehachse unabhängig von irgendwelchen Statorauslenkungen in bezug auf die Längsachse.

Weiterhin liegt ein Hauptteil von sowohl den ersten als auch zweiten Rotoren entlang der Längsachse hinter der ersten Lagereinrichtung. Somit werden die Rotoren in einer auskragenden Weise hinter der ersten Lagereinrichtung gehaltert. Da derjenige Abschnitt des Stators, der hinter der ersten Lagereinrichtung verläuft, keine Last trägt, müssen seine Festigkeit und die entsprechende Länge und Masse nicht so groß sein wie der Abschnitt des Stators vor der ersten Lagereinrichtung. Dies gestattet eine Senkung des Gewichtes und verbessert die Brennstoffausnutzung.

Die Erfindung wird nun mit weiteren Vorteilen anhand der Beschreibung und Zeichnungen von Ausführungsbeispielen näher erläutert.

Fig. 1 ist eine perspektivische Ansicht von einem mantellosen Fan-Gasturbinentriebwerk.

Fig. 2 ist eine geschnittene Seitenansicht von einem Teil des Leistungsturbinenabschnittes in einem mantellosen Fan-Gasturbinentriebwerk, das gemäß der Erfindung aufgebaut ist.

Fig. 1 und 2 stellen ein mantelloses Fan-Jet-Triebwerk 20 dar, das im wesentlichen konzentrisch um eine mittlere Längsachse 58 des Triebwerks angeordnet ist. Das Triebwerk enthält vordere und hintere, gegenläufig rotierende Fan- oder Propulserschaufeln 22 und 24, die von einem Leistungs turbinenabschnitt 25 radial nach außen ragend angeordnet sind. Der Leistungsturbinenabschnitt 25 enthält erste und zweite gegenläufig rotierende Rotoren 26 und 28, die jeweils mit mehreren ringförmigen Anordnungen von gegen läufig rotierenden Turbinenschaufeln 30 und 32 gekoppelt sind. Vordere und hintere Fanschaufeln 22 und 24 sind mit den ersten und zweiten Rotoren 26 bzw. 28 verbunden und laufen mit diesen um.

Die gegenläufig rotierenden Turbinenschaufeln 30 und 32 liegen in einer ringförmigen Gasströmungsbahn 42, die durch die ersten und zweiten Rotoren 26 und 28 gebildet wird. Durch das Triebwerk 20 hindurchströmende Luft wird verdichtet und erhitzt, um eine hochenergetische (hoher Druck/hohe Temperatur) Gasströmung zu bilden, die durch einen Pfeil 44 angedeutet ist. Die Gasströmung 44 expandiert durch die Strömungsbahn 42 und reagiert mit den Schaufeln 30 und 32, um die Rotoren 26 und 28 in Drehung zu versetzen, die ihrerseits die gegenläufig rotierenden Fanschaufeln 22 bzw. 24 antreiben. Ein Konus 49, der hinter dem zweiten Rotor angeordnet und an diesem befestigt ist, liefert die richtigen Luftströmungscharakteristiken der Gasströmung 44, wenn diese aus dem Triebwerk 20 austritt.

Der Rotor 26 weist einen vorderen tragenden Halterungs abschnitt 50 auf, der konzentrisch um einen hinteren Ab schnitt einer zentralen statischen Struktur 52 angeordnet ist. Der vordere Abschnitt 50 ist drehbar an der statischen Struktur 52 befestigt durch Rollelementlager, die ein ringförmiges Schublager 54 und zwei ringförmige Rollen lager 56 aufweisen, die zwischen der statischen Struktur 52 und dem vorderen Abschnitt 50 angeordnet sind. Der erste Rotor 26 befindet sich neben der statischen Struktur 52 fluchtend ausgerichtet entlang der Längsachse 58, und der zweite Rotor 28 ist konzentrisch um den ersten Rotor 26 angeordnet. Der zweite Rotor 28 ist drehbar an einem hinteren Abschnitt 60 des ersten Rotors 26 befestigt durch ein weiteres ringförmiges Schublager 62 und zwei ringförmige Rollenlager 64, die zwischen den Rotoren angeordnet sind. Das gesamte Gewicht des Leistungsturbinenabschnittes 25 wird von der statischen Struktur 52 durch die Lager 54 und 56 getragen. Der Antriebsschub von dem Leistungs turbinenabschnitt 25 wird durch das vorderste Schublager 54 auf die statische Struktur 52 übertragen. Es sei darauf hingewiesen, daß die Kreisel- bzw. Gyro-Momente der zwei gegenläufig rotierenden Rotoren intern aufgenommen werden, d.h. aufgrund der gegenläufigen Rotation wird das positive Drehmoment des vorderen Rotors durch das negative Drehmoment des hinteren Rotors durch die Lager aufgehoben, die die zwei Rotoren verbinden. Deshalb besteht praktisch kein resultierendes Gyro-Moment, das durch die Triebwerks befestigungen auf den Flugzeugrahmen übertragen wird, so daß leichtere und weichere Befestigungen benutzt werden können.

Während eines stationären Betriebs, d.h. wenn die Bewegung des Triebwerkes 20 parallel zur Achse 28 ist, rotieren die Schaufeln 22 und 24 konzentrisch um die Triebwerks achse 58. Das Winkelmoment der umlaufenden Rotoren 26 und 28, der Turbinenschaufeln 30 und 32 und der Fanschau feln 22 und 24 liefern ein Kreiselmoment entgegengesetzt zu irgendeinem Moment, das ausgeübt wird, um die Drehachse zu ändern. Wenn ein durch das Triebwerk angetriebenes Flugzeug plötzlich seine Richtung ändert, d.h. wendet, ansteigt oder sinkt oder anderen äußeren Kräften ausgesetzt wird, übt die statische Struktur 52 ein Drehmoment gegen die Rotoren 26 und 28 aus, das versucht, die Drehachse von jedem Rotor in bezug auf die Achse 58 der statischen Struktur 52 zu verschieben. Ein derartiges Drehmoment bewirkt, daß das Triebwerk 20 ein Biegemoment quer zur Achse 58 erfährt. Da der gesamte Leistungsturbinenabschnitt 25 mit der sta tischen Struktur 52 durch die Lager 54 und 56 verbunden ist, können die Rotoren in bezug auf die Struktur 52 auslenken. Da jedoch der zweite Rotor 28 konzentrisch um den ersten Rotor 26 gehalten ist, lenken die Rotoren 26 und 28 zusammen in einer Art und Weise aus, die ihre konzentrische Rotation in bezug aufeinander beibehält. Infolgedessen wird eine Kollision der Turbinenschaufeln 30 und 32 vermieden. Durch die Halterung des zweiten Rotors 28 auf dem ersten Rotor 26 wird eine unterschiedliche Auslenkung vermieden und die Möglichkeit von Kollisionen der Turbinenschaufeln wird auf ein Minimum gesenkt.

Ein weiterer Vorteil der drehbaren Kopplung des zweiten Rotors 28 an dem ersten Rotor 26 besteht darin, daß der Rotor 32 zu Halterungszwecken nicht direkt mit der stati schen Struktur 52 gekoppelt werden muß. Wenn die Stator struktur 52 nach hinten verlängert werden würde, um den zweiten Rotor 28 zu haltern, müßten seine Größe und Masse entlang der Achse 58 vergrößert werden, um den zweiten Rotor 28 zu haltern und den Biegemomenten zu widerstehen. Die Statorstruktur 52 kann jedoch trotzdem bis zum hinteren Abschnitt 60 des Rotors 26 oder über diesen hinaus ver längert werden aus nicht-tragenden Gründen, um beispiels weise Steuerleitungen aufzunehmen, die mit dem hinteren Abschnitt des Triebwerks in Verbindung stehen. Eine der artige verlängerte Gehäusestruktur braucht nicht so stabil oder massiv zu sein, wie es für die direkte Halterung eines zweiten Rotors erforderlich wäre. Durch die Halte rung der gesamten Leistungsturbine 25 an einer vorderen Position der Turbine in der vorstehend beschriebenen Weise kann das Gesamtgewicht des Triebwerks verkleinert werden.

Claims

1. Leistungsturbinenabschnitt in einem Gasturbinentriebwerk, mit

- einer stationären statischen Struktur,
- einem inneren Rotor koaxial mit der stationären statischen Struktur,
- einer ringförmigen Gasströmungsbahn benachbart zu und koaxial mit dem inneren Rotor zum Leiten einer hochenergetischen Gasströmung durch das Triebwerk,
- mehreren ringförmigen Anordnungen von Turbinenschaufeln, die mit dem inneren Rotor verbunden sind und in die Gasströmung hineinragen zum Umwandeln von Energie der Gasströmung in Rotorbewegung,
- einem äußeren Rotor, der koaxial auf dem inneren Rotor angebracht und darauf gehaltert ist für eine Rotation entgegengesetzt zur Rotation des inneren Rotors,

gekennzeichnet durch eine Lagereinrichtung (54, 56) für eine drehbare Halterung eines vorderen Abschnitts (50) des inneren Rotors (26) an der stationären statischen Struktur (52) und eine auskragende Anbringung von einem stromabwärtigen Abschnitt (60) des inneren Rotors (26) stromab der Lagereinrichtung (54, 56) und wenigstens einer Anordnung von Turbinenschaufeln, die stromab der Lagereinrichtung angeordnet ist.

2. Leistungsturbinenabschnitt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der innere Rotor (26) eine stromaufwärtige tragende Halterung (50) aufweist, die konzentrisch um die statische Struktur (52) angeordnet ist, wobei die erste Lagereinrichtung ein erstes ringförmiges Schublager (54), das zwischen der statischen Struktur (52) und der vorderen tragenden Halterung (50) des inneren Rotors (26) angeordnet ist, und wenigstens ein ringförmiges Rollenlager (56) aufweist, das zwischen der statischen Struktur (52) und der stromaufwärtigen tragenden Halterung (50) neben dem ersten Schublager angeordnet ist.

3. Leistungsturbinenabschnitt nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine zweite Lagereinrichtung ein zweites ringförmiges Schublager (62), das zwischen den inneren und äußeren gegenläufig umlaufenden Rotoren (26, 28) angeordnet ist, und wenigstens ein zweites Rollenlager (64) aufweist, das zwischen den inneren und äußeren gegenläufig umlaufenden Rotoren (26, 28) neben dem zweiten Schublager (62) angeordnet ist.