RU2631953C2 - Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления - Google Patents

Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления Download PDF

Info

Publication number
RU2631953C2
RU2631953C2 RU2014134787A RU2014134787A RU2631953C2 RU 2631953 C2 RU2631953 C2 RU 2631953C2 RU 2014134787 A RU2014134787 A RU 2014134787A RU 2014134787 A RU2014134787 A RU 2014134787A RU 2631953 C2 RU2631953 C2 RU 2631953C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine section
section
speed
engine
fan
Prior art date
Application number
RU2014134787A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014134787A (ru
Inventor
Габриэль Л. СУСЬЮ
Фредерик М. ШВАРЦ
Уильям К. АКЕРМАНН
Даниэль Бернард КУПРАТИС
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from US13/363,154 external-priority patent/US20130192196A1/en
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014134787A publication Critical patent/RU2014134787A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2631953C2 publication Critical patent/RU2631953C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором и содержащую первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания. Турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию. Первая турбинная секция и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому. Первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, превышающей первую скорость. Первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5. При этом предусмотрен редуктор между вентилятором и каскадом низкого давления, приводимым в действие первой турбинной секцией, за счет чего вентилятор имеет возможность вращаться с более низкой скоростью, чем первая турбинная секция. Изобретение направлено на повышение коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Перекрестная ссылка на родственную заявку
[0001] Настоящая заявка испрашивает приоритет согласно предварительной заявке на патент США №61/604,653, поданной 29 февраля 2012 г., и является частичным продолжением заявки на патент США №13/363,154, поданной 31 января 2012 г. и озаглавленной «Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления».
Уровень техники
[0002] Настоящая заявка относится к газотурбинному двигателю, в котором турбинная секция низкого давления вращается с более высокой скоростью и напряжением под действием центробежных сил относительно соответствующей скорости вращения и напряжения турбинной секции высокого давления в двигателях, известных из уровня техники.
[0003] Газотурбинные двигатели являются известными и обычно содержат вентилятор, подающий воздух в компрессорную секцию низкого давления. В компрессорной секции низкого давления воздух сжимается и поступает в компрессорную секцию высокого давления. Из компрессорной секции высокого давления воздух подается в секцию камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется. Газообразные продукты этого сгорания проходят далее в турбинную секцию высокого давления, а затем в турбинную секцию низкого давления.
[0004] Традиционно во многих двигателях известного уровня техники, в частности, в двигателе, описанном в американском патенте US 5010729, турбинная секция низкого давления непосредственно приводит в действие, как компрессорную секцию низкого давления, так и вентилятор. Поскольку потребление топлива оптимизируется при увеличении диаметра вентилятора относительно диаметра внутреннего контура, в промышленности возникла тенденция увеличивать диаметр вентилятора. Однако при увеличении диаметра вентилятора высокая окружная скорость концевой части лопатки вентилятора может вызывать уменьшение коэффициента полезного действия вследствие эффекта сжимаемости воздуха. Соответственно, скорость вращения вентилятора и, следовательно, скорость вращения компрессорной секции низкого давления и турбинной секции низкого давления (обе из которых традиционно соединяются с вентилятором посредством каскада низкого давления) представляют собой конструктивное ограничение. Позднее было предложено устанавливать понижающие редукторы между контуром низкого давления (образованным компрессорной секцией низкого давления и турбинной секцией низкого давления) и вентилятором, чтобы обеспечивать вращение вентилятора с другой, более оптимальной скоростью. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в повышении коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя, особенно при действии эффекта сжимаемости воздуха.
Сущность изобретения
[0005] В характерном варианте осуществления газотурбинный двигатель содержит вентилятор и компрессорную секцию, которая сообщается по текучей среде с вентилятором. Компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию. Секция камеры сгорания сообщается по текучей среде с компрессорной секцией. Турбинная секция сообщается по текучей среде с секцией камеры сгорания. Турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию. Первая турбинная секция и первая компрессорная секция вращаются в первом направлении. Вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция вращаются во втором направлении, противоположном первому. Первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, превышающей первую скорость. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Между вентилятором и каскадом низкого давления, который приводится во вращение первой турбинной секцией, предусмотрен редуктор, поэтому вентилятор вращается с более низкой скоростью, чем первая турбинная секция.
[0006] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.
[0007] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, указанное отношение больше или равно приблизительно 1,0.
[0008] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, редуктор обеспечивает вращение вентилятора во втором направлении, противоположном первому.
[0009] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, зубчатый редуктор обеспечивает вращение вентилятора в первом направлении.
[0010] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, редуктор представляет собой планетарный редуктор.
[0011] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, передаточное отношение редуктора превышает приблизительно 2,3.
[0012] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, передаточное отношение превышает приблизительно 2,5.
[0013] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, вентилятор подает часть воздуха в наружный контур, при этом степень двухконтурности определяется как часть воздуха, подаваемая в наружный контур, разделенная на количество воздуха, подаваемого в первую компрессорную секцию, и превышает приблизительно 6,0.
[0014] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, степень двухконтурности превышает приблизительно 10,0.
[0015] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, вентилятор имеет 26 или менее лопаток.
[0016] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.
[0017] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.
[0018] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, отношение давлений в первой турбинной секции превышает приблизительно 5:1.
[0019] В другом варианте осуществления турбинная секция газотурбинного двигателя имеет первую и вторую турбинные секции. Первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, которая превышает первую скорость. Вторая турбинная секция содержит две или менее ступеней. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.
[0020] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, первая и вторая турбинные секции вращаются в противоположных направлениях относительно друг друга.
[0021] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, отношение давлений в первой турбинной секции превышает приблизительно 5:1.
[0022] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, отношение характеризующих параметров больше или равно приблизительно 0,8.
[0023] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, указанное отношение больше или равно приблизительно 1,0.
[0024] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, первая турбинная секция имеет вплоть до шести ступеней.
Краткое описание чертежей
[0025] Фиг. 1 - газотурбинный двигатель.
[0026] Фиг. 2 - схематическое изображение каскадов низкого и высокого давления с приводом вентилятора.
[0027] Фиг. 3 - схематическое изображение альтернативного приводного устройства. Подробное раскрытие изобретения
[0028] На фиг. 1 схематически показан газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20 представлен здесь в виде двухкаскадного турбовентиляторного двигателя, который в общем случае содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию форсажной камеры (не показана) наряду с другими системами или компонентами. Вентиляторная секция 22 нагнетает воздух в наружный контур В, в то время как компрессорная секция 24 нагнетает воздух во внутренний контур С для сжатия и подачи в секцию 26 камеры сгорания с последующим расширением в турбинной секции 28. В раскрытом неограничительном примере осуществления показан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, однако, следует понимать, что раскрытые здесь концепции не ограничены применением с турбовентиляторными двигателями, поскольку изложенное в настоящем документе может быть использовано для других типов турбинных двигателей, включая трехкаскадные конструкции.
[0029] Двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, которые установлены для вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя при помощи нескольких систем 38 подшипников. При этом следует понимать, что, альтернативно или дополнительно, на различных участках могут быть установлены различные системы 38 подшипников.
[0030] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, который соединяет вентилятор 42, компрессорную секцию 44 низкого давления (или первую компрессорную секцию) и турбинную секцию 46 низкого давления (или первую турбинную секцию). Внутренний вал 40 соединяется с вентилятором 42 при помощи редуктора 48, который приводит во вращение вентилятор 42 с более низкой скоростью, чем скорость вращения низкоскоростного каскада 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который соединяет компрессорную секцию 52 высокого давления (или вторую компрессорную секцию) и турбинную секцию 54 высокого давления (или вторую турбинную секцию). Камера 56 сгорания установлена между компрессорной секцией 52 высокого давления и турбинной секцией 54 высокого давления. Промежуточная силовая рама 57 неподвижной конструкции 36 двигателя расположена, как правило, между турбинной секцией 54 высокого давления и турбинной секцией 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 поддерживает также подшипниковые системы 38 в турбинной секции 28. В контексте настоящего описания турбинная секция высокого давления подвергается воздействию более высокого давления, чем турбинная секция низкого давления. Турбинная секция низкого давления представляет собой секцию, которая приводит во вращение вентилятор 42. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентрическими и вращаются при помощи подшипниковых систем 38 вокруг центральной продольной оси А, которая является коллинеарна их продольным осям. Каскады высокого и низкого давления могут вращаться в одном направлении или в противоположных направлениях.
[0031] Поток воздуха внутреннего контура С сжимается компрессорной секцией 44 низкого давления, затем - компрессорной секцией 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 56 сгорания, а затем поток газообразных продуктов сгорания расширяется в турбинной секции 54 высокого давления и турбинной секции 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 содержит аэродинамические поверхности 59, которые расположены на пути воздушного потока внутреннего контура. Турбинные секции 46, 54 приводят во вращение соответствующие низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 в ответ на указанное расширение.
[0032] Двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. Степень двухконтурности представляет собой отношение объема воздуха, поступающего в наружный контур В, к объему воздуха, поступающего во внутренний контур С. В другом примере степень двухконтурности двигателя 20 является большей, чем приблизительно шесть (6), например, больше, чем десять (10), редуктор 48 представляет собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, большим, чем приблизительно 2,3, а турбинная секция 46 низкого давления имеет отношение давлений, превышающее приблизительно 5. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 20 больше, чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно превышает диаметр компрессорной секции 44 низкого давления, а турбинная секция 46 низкого давления имеет отношение давлений, составляющее больше, чем приблизительно 5:1. В некоторых вариантах осуществления турбинная секция высокого давления может иметь две или менее ступеней. В отличие от этого турбинная секция 46 низкого давления в некоторых вариантах осуществления имеет от 3 до 6 ступеней. Отношение давлений турбинной секции 46 низкого давления представляет собой отношение полного давления, измеренного перед входом турбинной секции 46 низкого давления, к полному давлению на выходе турбинной секции 46 низкого давления перед выходным соплом. Редуктор 48 может представлять собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, превышающим приблизительно 2,5:1.
[0033] Если требуется, чтобы вентилятор вращался в том же направлении, что и турбинная секция низкого давления, то может использоваться планетарная зубчатая передача. С другой стороны, если требуется, чтобы вентилятор вращался в направлении, противоположном направлению вращения турбинной секции низкого давления, может быть использована зубчатая передача звездного типа. Специалистам в данной области техники известны различные варианты зубчатых передач, которые могут использоваться конструкторами газотурбинных двигателей. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве иллюстрации одного примера осуществления двигателя с редуктором, и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, включая безредукторные турбовентиляторные двигатели.
[0034] Значительная величина тяги обеспечивается потоком В наружного контура, благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский режим со скоростью приблизительно 0,8 Маха на высоте до приблизительно 35000 футов. Режим полета при 0,8 Маха и 35000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем - также известен как «крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге» (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий отношению массы сжигаемого в час топлива, выраженной в фунтах массы, к тяге, развиваемой двигателем в этом режиме полета, выраженной в фунтах-сила. «Минимальная степень повышения давления в вентиляторе» представляет собой отношение давлений только на лопатке вентилятора перед выходными направляющими лопатками вентилятора. Минимальная степень повышения давления в вентиляторе согласно одному раскрытому в настоящем описании неограничительному варианту осуществления составляет менее, чем приблизительно 1,45. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/сек, деленную на промышленную стандартную температурную поправку [(Тнабегающего воздушного потока°R)/518,7)0,5]. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно раскрытому в настоящем документе одному неограничивающему варианту осуществления составляет менее, чем приблизительно 1150 фут/сек. При этом вентилятор 42 может иметь 26 или менее лопаток.
[0035] Площадь выходного сечения 400 показана на фиг. 1 и фиг. 2 на выходе турбинной секции 54 высокого давления. Площадь выходного сечения турбинной секции низкого давления определяется на выходе 401 турбинной секции низкого давления. Как показано на фиг. 2, газотурбинный двигатель 20 может представлять собой двигатель с противовращением. Это означает, что турбинная секция 46 низкого давления и компрессорная секция 44 низкого давления вращаются в одном направлении, тогда как каскад 32 высокого давления, содержащий турбинную секцию 54 высокого давления и компрессорную секцию 52 высокого давления, вращается в противоположном направлении. Редуктор 48 может быть выбран таким образом, чтобы вентилятор 42 вращался в том же направлении, что и каскад 32 высокого давления, как показано на фиг. 2.
[0036] Другой вариант осуществления показан на фиг. 3. На фиг. 3 вентилятор вращается в том же направлении, что и каскад 30 низкого давления. Чтобы обеспечить такое вращение зубчатый редуктор 48 может представлять собой планетарный зубчатый редуктор, который заставляет вентилятор 42 вращаться в том же самом направлении. С такой же конструкцией, а также с другими вышеуказанными конструкциями, включающими различные количественные параметры и эксплуатационные диапазоны, можно получить очень высокую скорость вращения контура низкого давления. Работу турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления часто оценивают, исходя из характеризующего параметра, который представляет собой произведение площади выходного сечения турбинной секции на квадрат соответствующей скорости. Этот характеризующий параметр (PQ, от англ. performance quantity,) определяется следующим образом:
Уравнение 1: PQltp=(Alpt×Vlpt 2)
Уравнение 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt 2)
где Alpt - площадь турбинной секции низкого давления на выходе из нее (например, в 401), Vlpt - скорость турбинной секции низкого давления, Ahpt - площадь турбинной секции высокого давления на выходе из нее (например, в 400), a Vhpt - скорость турбинной секции низкого давления.
[0037] При этом отношение характеризующего параметра турбинной секции низкого давления к характеризующему параметру турбинной секции высокого давления составляет:
Уравнение 3: (Alpt×Vlpt 2)/(Ahpt×Vhpt 2)=PQltp/PQhpt
В одном примере осуществления турбины, выполненном согласно вышеуказанной конструкции, площади турбинных секций низкого и высокого давления составляют 557,9 дюйм2 и 90,67 дюйм2 соответственно. Далее, скорости турбинных секций низкого и высокого давления составляют 10179 об/мин и 24346 об/мин соответственно. Таким образом, используя вышеуказанные Уравнения 1 и 2, можно рассчитать характеризующие параметры турбинных секций низкого и высокого давления:
Формула 1: PQlpt=(Alpt×Vlpt 2)=(557,9 дюйм2)(10179 об/мин)2=57805157673,9 дюйм2(об/мин)2
Формула 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt 2)=(90.67 дюйм2)(24346 об/мин)2=53742622009,72 дюйм2(об/мин)2,
а используя вышеприведенное Уравнение 3, можно рассчитать указанное отношение для турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления:
Отношение = PQlpt/PQhpt=57805157673,9 дюйм2(об/мин)2/53742622009,72 дюйм2(об/мин)2=1,075
[0038] В другом варианте осуществления указанное отношение составляет приблизительно 0,5, а в следующем варианте осуществления - приблизительно 1,5. При отношениях PQlpt/PQhpt в пределах от 0,5 до 1,5 обеспечивается высокоэффективный газотурбинный двигатель. Точнее, отношения PQltp/PQhpt, большие или равные приблизительно 0,8, являются более эффективными. Еще точнее, отношения PQltp/PQhpt, большие или равные 1,0, являются еще более эффективными. Благодаря таким отношениям PQltp/PQhpt можно, в частности, уменьшить размеры, как диаметра, так и осевой длины турбинной секции. Кроме того, в большой степени увеличивается коэффициент полезного действия всего двигателя.
[0039] Такая конструкция обеспечивает также усовершенствование компрессорной секции низкого давления, которая функционирует скорее как компрессорная секция высокого давления, чем как традиционная компрессорная секция низкого давления. Она является более эффективной по сравнению с уровнем техники и может обеспечивать большее повышение давления при меньшем числе ступеней. Компрессорная секция низкого давления может иметь меньший радиус и меньшую длину, внося больший вклад в обеспечение проектной величины суммарного отношения давлений в двигателе. Кроме того, в результате увеличения эффективности турбинной секции низкого давления и компрессорной секции низкого давления в сочетании с зубчатыми редукторами скорость вращения вентилятора можно оптимизировать, чтобы получить наибольший полный полетный коэффициент полезного действия.
[0040] Настоящее изобретение раскрыто со ссылками на один вариант осуществления, однако, следует понимать, что определенные модификации могут быть внесены в него в пределах объема данного изобретения. По этой причине следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить действительный объем и содержание данного изобретения.

Claims (38)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор;
компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором и содержащую первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию;
секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;
турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания,
при этом турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию, причем первая турбинная секция и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому,
при этом указанная первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, превышающей первую скорость,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади,
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5 и
при этом предусмотрен редуктор между указанным вентилятором и каскадом низкого давления, приводимым в действие первой турбинной секцией, за счет чего вентилятор имеет возможность вращаться с более низкой скоростью, чем первая турбинная секция.
2. Двигатель по п. 1, в котором указанное отношение больше или равно 0,8.
3. Двигатель по п. 1, в котором указанное отношение больше или равно 1,0.
4. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор обеспечивает вращение указанного вентилятора во втором направлении, противоположном первому.
5. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор обеспечивает вращение указанного вентилятора в первом направлении.
6. Двигатель по п. 5, в котором указанный редуктор представляет собой планетарный редуктор.
7. Двигатель по п. 1, в котором передаточное отношение указанного редуктора превышает 2,3.
8. Двигатель по п. 7, в котором указанное передаточное отношение превышает 2,5.
9. Двигатель по п. 1, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью подачи части воздуха в наружный контур, а степень двухконтурности определена как часть воздуха, подаваемая в наружный контур, разделенная на количество воздуха, подаваемого в первую компрессорную секцию, при этом степень двухконтурности превышает 6,0.
10. Двигатель по п. 9, в котором указанная степень двухконтурности превышает 10,0.
11. Двигатель по п. 1, в котором указанный вентилятор содержит 26 или менее лопаток.
12. Двигатель по п. 1, в котором указанная первая турбинная секция содержит по меньшей мере три ступени.
13. Двигатель по п. 12, в котором указанная первая турбинная секция содержит вплоть до шести ступеней.
14. Двигатель по п. 1, в котором отношение давлений в первой турбинной секции превышает 5:1.
15. Турбинная секция газотурбинного двигателя, содержащая:
первую турбинную секцию;
вторую турбинную секцию,
при этом указанная первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью, причем указанная первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, превышающей первую скорость, причем указанная вторая турбинная секция содержит 2 или менее ступеней,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади,
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5.
16. Турбинная секция по п. 15, в которой указанные первая и вторая турбинные секции выполнены с возможностью вращения в противоположных направлениях относительно друг друга.
17. Турбинная секция по п. 15, в которой отношение давлений в первой турбинной секции превышает 5:1.
18. Турбинная секция по п. 15, в которой указанное отношение характеризующих параметров больше или равно 0,8.
19. Турбинная секция по п. 18, в которой указанное отношение больше или равно 1,0.
20. Турбинная секция по п. 15, в которой указанная первая турбинная секция содержит не более шести ступеней.
RU2014134787A 2012-01-31 2013-01-21 Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления RU2631953C2 (ru)

Applications Claiming Priority (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/363,154 US20130192196A1 (en) 2012-01-31 2012-01-31 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US13/363,154 2012-01-31
US201261604653P 2012-02-29 2012-02-29
US61/604,653 2012-02-29
US13/410,776 2012-03-02
US13/410,776 US20130192263A1 (en) 2012-01-31 2012-03-02 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
PCT/US2013/022378 WO2013154648A1 (en) 2012-01-31 2013-01-21 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014134787A RU2014134787A (ru) 2016-03-20
RU2631953C2 true RU2631953C2 (ru) 2017-09-29

Family

ID=48869070

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134787A RU2631953C2 (ru) 2012-01-31 2013-01-21 Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20130192263A1 (ru)
EP (1) EP2809575A4 (ru)
JP (3) JP6306515B2 (ru)
CN (1) CN104105638B (ru)
BR (1) BR112014016276A8 (ru)
CA (1) CA2856561C (ru)
RU (1) RU2631953C2 (ru)
WO (1) WO2013154648A1 (ru)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10287914B2 (en) 2012-01-31 2019-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10240526B2 (en) 2012-01-31 2019-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US9845726B2 (en) 2012-01-31 2017-12-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US8935913B2 (en) * 2012-01-31 2015-01-20 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
CA2879244C (en) * 2014-01-21 2018-04-03 United Technologies Corporation Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US10794288B2 (en) * 2015-07-07 2020-10-06 Raytheon Technologies Corporation Cooled cooling air system for a turbofan engine
CA2945265A1 (en) * 2015-11-09 2017-05-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US10654577B2 (en) 2017-02-22 2020-05-19 General Electric Company Rainbow flowpath low pressure turbine rotor assembly
US11421627B2 (en) 2017-02-22 2022-08-23 General Electric Company Aircraft and direct drive engine under wing installation
GB201820918D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
GB201906168D0 (en) * 2019-05-02 2019-06-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with fan outlet guide vanes
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11655768B2 (en) 2021-07-26 2023-05-23 General Electric Company High fan up speed engine
US11767790B2 (en) 2021-08-23 2023-09-26 General Electric Company Object direction mechanism for turbofan engine
US11739689B2 (en) 2021-08-23 2023-08-29 General Electric Company Ice reduction mechanism for turbofan engine
US11480063B1 (en) 2021-09-27 2022-10-25 General Electric Company Gas turbine engine with inlet pre-swirl features
US11788465B2 (en) 2022-01-19 2023-10-17 General Electric Company Bleed flow assembly for a gas turbine engine
US11808281B2 (en) 2022-03-04 2023-11-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pitch inlet pre-swirl features
US11725526B1 (en) 2022-03-08 2023-08-15 General Electric Company Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU73697U1 (ru) * 2007-12-24 2008-05-27 Валерий Иванович Сафонов Турбовинтовентиляторный двигатель
US7513103B2 (en) * 2005-10-19 2009-04-07 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US20090229242A1 (en) * 2008-03-12 2009-09-17 Schwark Fred W Nozzle extension assembly for ground and flight testing
RU2371598C2 (ru) * 2008-01-09 2009-10-27 Валерий Иванович Сафонов Турбовинтовентиляторный двигатель
RU2402688C2 (ru) * 2005-02-25 2010-10-27 Вольво Аэро Корпорейшн Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
RU2407902C2 (ru) * 2005-10-21 2010-12-27 Испано-Сюиза Устройство привода вспомогательных механизмов газотурбинного двигателя

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1309721A (en) * 1971-01-08 1973-03-14 Secr Defence Fan
JPS57171032A (en) * 1981-04-10 1982-10-21 Teledyne Ind Gas turbine engine
DE3714990A1 (de) * 1987-05-06 1988-12-01 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
DE3738703A1 (de) * 1987-05-27 1988-12-08 Mtu Muenchen Gmbh Kombiniertes, umschaltbares strahltriebwerk zum antrieb von flugzeugen und raumfahrzeugen
DE3812027A1 (de) * 1988-04-11 1989-10-26 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
US4916894A (en) * 1989-01-03 1990-04-17 General Electric Company High bypass turbofan engine having a partially geared fan drive turbine
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
US5520512A (en) * 1995-03-31 1996-05-28 General Electric Co. Gas turbines having different frequency applications with hardware commonality
DE19828562B4 (de) * 1998-06-26 2005-09-08 Mtu Aero Engines Gmbh Triebwerk mit gegenläufig drehenden Rotoren
GB0406174D0 (en) * 2004-03-19 2004-04-21 Rolls Royce Plc Turbine engine arrangement
US7374403B2 (en) * 2005-04-07 2008-05-20 General Electric Company Low solidity turbofan
US7513102B2 (en) * 2005-06-06 2009-04-07 General Electric Company Integrated counterrotating turbofan
US7694505B2 (en) * 2006-07-31 2010-04-13 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7721549B2 (en) * 2007-02-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system
US20090092494A1 (en) * 2007-10-04 2009-04-09 General Electric Company Disk rotor and method of manufacture
WO2010089880A1 (ja) * 2009-02-06 2010-08-12 トヨタ自動車株式会社 ターボファンエンジン
EP2811120B1 (en) 2013-06-03 2017-07-12 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2402688C2 (ru) * 2005-02-25 2010-10-27 Вольво Аэро Корпорейшн Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели
US7513103B2 (en) * 2005-10-19 2009-04-07 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
RU2407902C2 (ru) * 2005-10-21 2010-12-27 Испано-Сюиза Устройство привода вспомогательных механизмов газотурбинного двигателя
RU73697U1 (ru) * 2007-12-24 2008-05-27 Валерий Иванович Сафонов Турбовинтовентиляторный двигатель
RU2371598C2 (ru) * 2008-01-09 2009-10-27 Валерий Иванович Сафонов Турбовинтовентиляторный двигатель
US20090229242A1 (en) * 2008-03-12 2009-09-17 Schwark Fred W Nozzle extension assembly for ground and flight testing

Also Published As

Publication number Publication date
BR112014016276A2 (pt) 2017-06-13
CA2856561C (en) 2017-05-30
WO2013154648A1 (en) 2013-10-17
JP2015506442A (ja) 2015-03-02
JP6306515B2 (ja) 2018-04-04
JP6902590B2 (ja) 2021-07-14
CN104105638A (zh) 2014-10-15
CA2856561A1 (en) 2013-10-17
EP2809575A4 (en) 2015-09-16
JP2018084236A (ja) 2018-05-31
CN104105638B (zh) 2019-11-05
RU2014134787A (ru) 2016-03-20
EP2809575A1 (en) 2014-12-10
JP2020073796A (ja) 2020-05-14
BR112014016276A8 (pt) 2017-07-04
US20130192263A1 (en) 2013-08-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2631953C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2637159C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2676150C1 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
RU2630628C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и характерными особенностями опоры подшипников
US20180045120A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
RU2630626C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников
US8915700B2 (en) Gas turbine engine with fan-tied inducer section and multiple low pressure turbine sections
US10240526B2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US9845726B2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US20130318998A1 (en) Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine
US20170343574A1 (en) Low noise compressor and turbine for geared turbofan engine
US20130192191A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160061052A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
RU2644602C2 (ru) Конструкция редукторного газотурбинного двигателя, обеспечивающая повышенный кпд
JP6055927B2 (ja) 少ない段数およびエアフォイル総数によりバイパス比および圧縮比の向上を達成したギヤードターボファンエンジン
US20210010386A1 (en) Geared turbofan with four star/planetary gear reduction
US20160061051A1 (en) Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine
US20160115865A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160053679A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
JP2017089646A (ja) 高速低圧タービン部を有するガスタービンエンジン
US20160053634A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160047306A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features