RU2633495C2 - Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя - Google Patents

Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2633495C2
RU2633495C2 RU2014134792A RU2014134792A RU2633495C2 RU 2633495 C2 RU2633495 C2 RU 2633495C2 RU 2014134792 A RU2014134792 A RU 2014134792A RU 2014134792 A RU2014134792 A RU 2014134792A RU 2633495 C2 RU2633495 C2 RU 2633495C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
fan
engine
fan drive
axis
Prior art date
Application number
RU2014134792A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014134792A (ru
Inventor
Дэвид П. ХЬЮСТОН
Даниэль Бернард КУПРАТИС
Фредерик М. ШВАРЦ
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=48869073&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2633495(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Priority claimed from US13/363,154 external-priority patent/US20130192196A1/en
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014134792A publication Critical patent/RU2014134792A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2633495C2 publication Critical patent/RU2633495C2/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
    • F02K3/06—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 front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/026—Shaft to shaft connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • 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
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/07—Purpose of the control system to improve fuel economy
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания. Турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину. Вторая турбина расположена перед турбиной привода вентилятора. Турбина привода вентилятора содержит по меньшей мере три ротора, при этом по меньшей мере один ротор имеет радиус (R) канала и эффективный радиус (r) обода, а отношение r/R составляет от приблизительно 2,00 до приблизительно 2,30. Система изменения скорости приводится в действие турбиной привода вентилятора для обеспечения вращения вентилятора вокруг оси. 2 н. и 25 з.п. ф-лы, 1 табл., 12 ил.

Description

Перекрестная ссылка на родственные заявки
[0001] Настоящая патентная заявка частично является продолжением патентной заявки США №13/363,154 от 31 января 2012 г.
Уровень техники
[0002] Газотурбинный двигатель, в частности, двигатель, известный из патентного документа US 2008/190095, как правило, содержит вентиляторную секцию, компрессорную секцию, секцию камеры сгорания и турбинную секцию. Воздух, поступающий в компрессорную секцию, сжимают и подают в секцию камеры сгорания, где происходит его смешивание с топливом и воспламенение для образования высокоскоростного потока газов сгорания. Высокоскоростной поток газов сгорания проходит через турбинную секцию, приводя в действие компрессор и вентиляторную секцию. Компрессорная секция обычно содержит компрессоры низкого и высокого давления, а турбинная секция содержит турбины низкого и высокого давления.
[0003] Турбина высокого давления приводит в действие компрессор высокого давления при помощи наружного вала, причем вместе они составляют каскад высокого давления, а турбина низкого давления приводит в действие компрессор низкого давления при помощи внутреннего вала, причем вместе они составляют каскад низкого давления. Внутренний вал также может приводить в действие вентиляторную секцию. Безредукторный газотурбинный двигатель содержит вентиляторную секцию, приводимую в действие внутренним валом, причем компрессор низкого давления, турбина низкого давления и вентиляторная секция имеют одни и те же скорость и направление вращения.
[0004] Для приведения в действие вентиляторной секции могут быть использовано устройство изменения скорости, например, эпициклический редуктор, обеспечивающий вращение вентиляторной секции со скоростью, отличной от скорости вращения турбинной секции, с целью увеличения суммарного тягового КПД двигателя. В двигателях такой конструкции вал, приводимый во вращение одной из турбинных секций, приводит в действие эпициклический редуктор, который вращает вентиляторную секцию со скоростью, отличной от скорости вращения турбинной секции, что обеспечивает возможность вращения турбинной секции и вентиляторной секции со скоростями, более близкими к оптимальным.
[0005] Хотя редукторные конструкции имеют более высокий тяговый КПД, производители турбинных двигателей по-прежнему испытывают потребность в повышении КПД двигателей, в том числе термического КПД, КПД передачи и тягового КПД. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей, в том числе в повышении термического КПД, КПД передачи и тягового КПД. Кроме того, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в разработке ротора турбины привода вентилятора, позволяющего работать с повышенной скоростью вращения по сравнению с роторами турбин приводов вентилятора, известных из уровня техники.
Сущность изобретения
[0006] Газотурбинный двигатель согласно иллюстративному варианту осуществления настоящего изобретения, содержит, в числе прочих возможных элементов, вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания. Турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину. Вторая турбина расположена перед турбиной привода вентилятора. Турбина привода вентилятора содержит по меньшей мере один ротор, имеющий радиус (R) канала и эффективный радиус (r) обода. Отношение r/R составляет от приблизительно 2,00 до приблизительно 2,30. Система изменения скорости приводится в действие турбиной привода вентилятора, обеспечивающей вращение вентилятора вокруг оси.
[0007] В следующем варианте осуществления вышеуказанного двигателя радиус (R) канала включает в себя по меньшей мере одну ширину (W) канала в направлении, параллельном оси вращения. Отношение ширины (W) канала к эффективному радиусу (r) обода составляет от приблизительно 4,65 до приблизительно 5,55.
[0008] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей радиус (R) канала включает в себя по меньшей мере одну ширину (W) канала в направлении, параллельном оси вращения. Ширина (W) канала составляет от приблизительно 1,20 дюйма до приблизительно 2,00 дюймов, при этом ширина (W) канала представляет собой канал без присоединенного диска.
[0009] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей секция турбины привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения и вращается со второй скоростью, которая превышает первую скорость. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости на первую площадь. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости на вторую площадь. Характеризующее отношение, представляющее собой отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру, составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.
[0010] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей характеризующее отношение больше или равно приблизительно 0,8.
[0011] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей первый характеризующий параметр больше или равен приблизительно 4.
[0012] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор и турбина привода вентилятора вращаются вокруг оси в первом направлении. Вторая турбинная секция вращается во втором направлении, противоположном первому направлению вращения.
[0013] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей система изменения скорости вращения содержит редуктор. Вентилятор, турбина привода вентилятора, и вторая турбинная секция вращаются вокруг оси в первом направлении.
[0014] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор и вторая турбина вращаются вокруг оси в первом направлении. Турбина привода вентилятора вращается во втором направлении, противоположном первому направлению вращения.
[0015] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор выполнен с возможностью вращения в первом направлении, а турбина привода вентилятора и вторая турбинная секция вращаются вокруг оси во втором направлении, противоположном первому направлению вращения.
[0016] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей система изменения скорости вращения содержит понижающую зубчатую передачу с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,3.
[0017] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей вентилятор подает часть воздуха в наружный контур, при этом степень двухконтурности, определяемая как отношение части воздуха, подаваемой в наружный контур, к количеству воздуха, подаваемому в компрессорную секция, превышает приблизительно 6,0.
[0018] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей степень двухконтурности превышает приблизительно 10,0.
[0019] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей отношение давлений в вентиляторе составляет меньше, чем приблизительно 1,5.
[0020] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей вентилятор содержит приблизительно 26 или менее лопаток.
[0021] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей секция турбины привода вентилятора имеет по меньшей мере 3 ступени и вплоть до 6 ступеней.
[0022] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей отношение между числом лопаток вентилятора и числом ступеней турбины привода вентилятора составляет от приблизительно 2,5 до приблизительно 8,5.
[0023] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей отношение давлений в турбине привода вентилятора превышает приблизительно 5:1.
[0024] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей удельная мощность больше, чем приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм3, и меньше или равна приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм3.
[0025] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей вторая турбина содержит по меньшей мере две ступени и работает при первом отношении давлений. Турбина привода вентилятора содержит более двух ступеней, и работает при втором отношении давлений, которое меньше, чем первое отношение давлений.
[0026] Газотурбинный двигатель согласно иллюстративному варианту осуществления настоящего изобретения содержит, среди прочих возможных элементов, вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания. Турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину. Вторая турбина расположена перед турбиной привода вентилятора. Турбина привода вентилятора содержит по меньшей мере один ротор, имеющий эффективный радиус (r) обода, и ширину (W) канала в направлении, параллельном оси вращения. Отношение ширины (W) канала к эффективному радиусу (r) обода составляет от приблизительно 4,65 до приблизительно 5,55. Система изменения скорости приводится в действие турбиной привода вентилятора для обеспечения вращения вентилятора вокруг оси.
[0027] В следующем варианте осуществления вышеуказанного двигателя, ширина (W) канала составляет от приблизительно 1,20 дюйма до приблизительно 2,00 дюймов, при этом ширина (W) канала соответствует каналу без присоединенного диска.
[0028] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей ротор имеет радиус (R) канала. Отношение эффективного радиуса (r) обода и радиуса (R) канала составляет от приблизительно 2,00 до приблизительно 2,30.
[0029] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор и турбина привода вентилятора вращаются вокруг оси в первом направлении. Вторая турбинная секция вращается во втором направлении, противоположном первому направлению вращения.
[0030] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор, турбина привода вентилятора и вторая турбинная секция вращаются вокруг оси в первом направлении.
[0031] В следующем варианте осуществления любого из вышеуказанных двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор и вторая турбина вращаются вокруг оси в первом направлении. Турбина привода вентилятора вращается во втором направлении, противоположном первому направлению вращения.
[0032] В следующем варианте осуществления какого-либо из вышеуказанных двигателей система изменения скорости содержит редуктор. Вентилятор установлен с возможностью вращения в первом направлении, а турбина привода вентилятора, и вторая турбинная секция вращаются вокруг оси во втором направлении, противоположном первому направлению вращения.
[0033] Хотя различные примеры содержат специфические компоненты, показанные на иллюстрациях, варианты осуществления настоящего изобретения не ограничены этими конкретными комбинациями. Можно использовать некоторые компоненты или признаки из одного примера в сочетании с характеристиками или компонентами из другого примера.
[0034] Эти и другие признаки, раскрытые здесь, могут быть более понятными из следующего описания и чертежей, краткие пояснения к которым представлены ниже.
Краткое описание чертежей
[0035] Фиг. 1 - схематическое изображение примера газотурбинного двигателя.
[0036] Фиг. 2 - схематическое изображение, показывающее относительное вращение между секциями в примере газотурбинного двигателя.
[0037] Фиг. 3 - другое схематическое изображение, показывающее относительное вращение между секциями в примере газотурбинного двигателя.
[0038] Фиг. 4 - другое схематическое изображение, показывающее относительное вращение между секциями в примере газотурбинного двигателя.
[0039] Фиг. 5 - другое схематическое изображение, показывающее относительное вращение между секциями в примере газотурбинного двигателя.
[0040] Фиг. 6 - схематическое изображение конфигурации подшипников, обеспечивающей вращение примерных каскадов высокого и низкого давления в примере газотурбинного двигателя.
[0041] Фиг. 7 - схематическое изображение другой конфигурации подшипников, обеспечивающей вращение примерных каскадов высокого и низкого давления в примере газотурбинном двигателе.
[0042] Фиг. 8А - схематическое изображение еще одной конфигурации подшипников, обеспечивающей вращение примерных каскадов высокого и низкого давления в примере газотурбинном двигателе.
[0043] Фиг. 8В - вид в увеличенном масштабе примерной конфигурации подшипников, показанной на фиг. 8А.
[0044] Фиг. 9 - схематическое изображение другой конфигурации подшипников, поддерживающей вращение примерных каскадов высокого и низкого давления в примере газотурбинном двигателе.
[0045] Фиг. 10 - схематическое изображение примера компактной турбинной секции.
[0046] Фиг. 11 - схематический поперечный разрез примерных ступеней для раскрытого примерного газотурбинного двигателя.
[0047] Фиг. 12 - схематический вид примерного ротора турбины перпендикулярно оси вращения.
Подробное раскрытие изобретения
[0048] Фиг. 1 схематически иллюстрирует пример осуществления газотурбинного двигателя 20, который содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. В альтернативных вариантах осуществления двигатель может содержать секцию форсажной камеры (не показана), а также другие системы и элементы. Вентиляторная секция 22 нагнетает воздушный поток В наружного контура, а компрессорная секция 24 засасывает воздушный поток С внутреннего контура, сжимая воздух и подавая его в секцию 26 камеры сгорания. В секции 26 камеры сгорания воздух смешивают с топливом и воспламеняют для формирования потока газов сгорания под высоким давлением, который выходит через турбинную секцию 28, в которой энергию, извлеченную из этого потока, используют для приведения в движение вентиляторной секции 22 и компрессорной секции 24.
[0049] Хотя раскрытые не имеющие ограничительного характера варианты осуществления изобретения относятся к турбовентиляторному газотурбинному двигателю, следует понимать, что описываемые принципы не ограничены применением к системам с использованием турбовентиляторов и могут быть применены к турбинным двигателям других типов, например, к турбинному двигателю с трехкаскадной конструкцией, в котором предусмотрены три концентрических каскада, вращающихся вокруг общей оси, причем каскад низкого давления обеспечивает приведение в действие вентилятора турбиной низкого давления посредством редуктора, каскад промежуточного давления обеспечивает приведение в действие первого компрессора компрессорной секции турбиной промежуточного давления, а каскад высокого давления обеспечивает приведение в действие компрессора высокого давления компрессорной секции турбиной высокого давления.
[0050] Проиллюстрированный двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, выполненные с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя с помощью нескольких систем 38 подшипников. Следует понимать, что могут быть предусмотрены другие или дополнительные различные системы 38 подшипников, установленные в различных местах.
[0051] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, соединяющий вентилятор 42 и секцию компрессора 44 низкого давления (или первый компрессор) с секцией турбины 46 низкого давления (или первой турбиной). Внутренний вал 40 приводит вентилятор 42 во вращение через устройство для изменения скорости, которое может представлять собой редуктор 48, чтобы обеспечить вращение вентилятора 42 со скоростью, которая меньшей скорости низкоскоростного каскада 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, соединяющий секцию компрессора 52 высокого давления (или второй компрессор) с секцией турбины 54 высокого давления (или второй турбиной). Внутренний вал 40 и наружный вал 50 установлены концентрично с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя посредством систем 38 подшипников.
[0052] Между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления расположена камера 56 сгорания. В соответствии с одним из примеров турбина 54 высокого давления содержит по меньшей мере две ступени, образуя двухступенчатую турбину 54 высокого давления. В другом примере турбина 54 высокого давления содержит всего одну ступень. В контексте настоящего описания компрессор или турбина «высокого давления» испытывают воздействие более высокого давления, чем соответствующие компрессор или турбина «низкого давления».
[0053] Представленная в качестве примера турбина 46 низкого давления имеет отношение давлений, которое превышает приблизительно 5. Отношение давлений представленной турбины 46 низкого давления определяют как отношение давления, измеренного перед входом турбины 46 низкого давления, к давлению, измеренному на выходе турбины 46 низкого давления, перед выпускным соплом.
[0054] Между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления обычно предусмотрена промежуточная силовая рама 58 неподвижной конструкции 36 двигателя. Промежуточная силовая рама 58 дополнительно поддерживает системы 38 подшипников турбинной секции 28, а также направляет воздушный поток, входящий в турбину 46 низкого давления.
[0055] Воздушный поток С внутреннего контура сжимают при помощи компрессора 44 низкого давления, а затем - компрессора 52 высокого давления, смешивают с топливом и воспламеняют в камере 56 сгорания для формирования высокоскоростных газов сгорания, которые затем выходят через турбину 54 высокого давления и турбину 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 58 содержит направляющие лопатки 60, расположенные в канале течения воздушного потока внутреннего контура и действующие как входные направляющие лопатки турбины 46 низкого давления. Использование направляющих лопаток 60 промежуточной силовой рамы 58 в качестве входных направляющих лопаток турбины 46 низкого давления позволяет уменьшить длину турбины 46 низкого давления без увеличения аксиальной длины промежуточной силовой рамы 58. Уменьшение числа направляющих лопаток турбины 46 низкого давления или полное их устранение позволяет уменьшить аксиальную длину турбинной секции 28. Таким образом можно увеличить компактность газотурбинного двигателя 20 и повысить его удельную мощность.
[0056] Представленный газотурбинный двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В других примерах осуществления газотурбинный двигатель 20 имеет степень двухконтурности, превышающую приблизительно шесть (6), а в одном из вариантов осуществления - превышающую приблизительно десять (10). Типовой редуктор 48 может представлять собой, например, эпициклическую зубчатую передачу, такую как планетарную зубчатую передачу, звездную зубчатую передачу или зубчатую передачу другого известного типа с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,3.
[0057] В одном из раскрытых вариантов осуществления газотурбинный двигатель 20 имеет степень двухконтурности, превышающую приблизительно десять (10:1), причем диаметр вентилятора значительно больше, чем наружный диаметр компрессора 44 низкого давления. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры соответствуют лишь одному из вариантов осуществления газотурбинного двигателя с редукторной конструкцией, а настоящее изобретение также применимо и к другим газотурбинным двигателям.
[0058] В связи с высокой степенью двухконтурности наружный контур В обеспечивает значительную величину тяги. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на работу в определенных условиях полета - как правило, для крейсерского полета со скоростью около 0,8 Маха на высоте около 35000 футов. Условия полета со скоростью 0,8 Маха на высоте 35000 футов при работе двигателя в режиме устойчивого оптимального потребления топлива на единицу производимой тяги - также известного под названием устойчивого удельного расхода топлива на единицу тяги в час (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption) - определяют по промышленному стандартному параметру, измеряемому как отношение количества топлива, сжигаемого в течение одного часа, выраженного в фунтах массы, к тяге, вырабатываемой двигателем в такой точке устойчивого минимума, выраженной в фунтах-сила.
[0059] «Минимальное отношение давлений в вентиляторе» равно отношению давлений исключительно на лопатке вентилятора, без учета системы выходных направляющих лопаток вентилятора (FEGV, от англ. Fan Exit Guide Vane). Минимальное отношение давлений в вентиляторе согласно одному раскрываемому в данном описании неограничительному варианту осуществления составляет менее, чем приблизительно 1,50. В другом неограничительном варианте осуществления минимальное отношение давлений в вентиляторе в вентиляторе составляет менее, чем приблизительно 1,45.
[0060] «Минимальная скорректированная окружная скорость лопатки вентилятора» равна отношению реальной окружной скорости лопатки вентилятора в фут/сек, разделенной на промышленную стандартную температурную поправку, равную [(Токружающей среды °R) / (518.7°R)]0,5. В одном из раскрытых вариантов осуществления изобретения, не имеющем ограничительного характера, «минимальная скорректированная окружная скорость лопатки вентилятора» составляет меньше, чем приблизительно 1150 фут/сек.
[0061] Взятый в качестве примера газотурбинный двигатель содержит вентилятор 42, который в одном из неограничивающих вариантов осуществления, содержит меньше, чем приблизительно 26 лопаток вентилятора. В другом неограничивающем варианте осуществления, вентиляторная секция 22 содержит меньше, чем приблизительно 18 лопаток вентилятора. Кроме того, в одном из раскрытых вариантов осуществления турбина 46 низкого давления содержит не более, чем приблизительно 6 ступеней турбины, схематически обозначенных номером позиции 34. В другом неограничивающим примере осуществления турбина 46 низкого давления содержит приблизительно 3 или более ступеней турбины. Отношение числа лопаток вентилятора 42 к числу ступеней турбины низкого давления составляет от приблизительно 2,5 до приблизительно 8,5. Представленная турбина 46 низкого давления обеспечивает приводную мощность для вращения вентиляторной секции 22, при этом соотношение между числом ступеней 34 турбины в турбине 46 низкого давления и числом лопаток 42 в вентиляторной секции 22 обеспечивает возможность получения газотурбинного двигателя 20 с повышенным КПД передачи мощности.
[0062] Повышенный КПД передачи мощности получают отчасти благодаря более широкому использованию усовершенствованных материалов и методов изготовления турбинных лопаток, таких как отливка с направленной кристаллизацией и монокристаллические материалы, обеспечивающих возможность увеличения скорости вращения турбин и сокращения числа ступеней. Кроме того, в описываемой турбине 46 низкого давления используют диски усовершенствованной конфигурации, позволяющие обеспечить дальнейшее увеличение прочности при повышенных скоростях вращения турбины.
[0063] На фиг. 2 и 3 представлен пример устройства изменения скорости, представляющего собой эпициклический редуктор планетарного типа, в котором входной элемент представляет собой центральную солнечную шестерню 62.
Планетарные шестерни 64 (показана только одна) приводятся во вращение и пространственно разнесены посредством водила 68, которое вращается в том же направлении, что и солнечная шестерня 62. Вся система зубчатых колес заключена внутри кольцевой шестерни 66, жестко прикрепленной к неподвижному корпусу 36 двигателя (показано на фиг. 1). Вентилятор 42 прикреплен к водилу 68, которое приводит его в движение так, что направление вращения вентилятора 42 совпадает с направлением вращения водила 68, которое, в свою очередь, совпадает с направлением вращения входной солнечной шестерни 62.
[0064] В приведенных ниже чертежах использованы следующие обозначения для определения направления относительного вращения различных элементов газотурбинного двигателя 20. Вентиляторная секция показана со знаком «+», который соответствует первому направлению вращения. Вращение других элементов газотурбинного двигателя относительно вентиляторной секции 22 обозначено либо знаком «+», либо знаком «-». Знак «-» обозначает вращение в направлении, противоположном направлению вращения любых элементов, обозначенных знаком «+».
[0065] Кроме того, термин «турбина привода вентилятора» используется для обозначения турбины, которая обеспечивает приводную мощность для вращения лопаток 42 вентиляторной секции 22. Далее, термин «вторая турбина» используется для обозначения расположенной перед турбиной привода вентилятора турбины, которую не используют для приведения во вращение вентилятора 42. В описываемом примере турбина привода вентилятора представляет собой турбину 46 низкого давления, а вторая турбина представляет собой турбину 54 высокого давления. Однако следует понимать, что другие конфигурации турбинной секции, в которых могут быть предусмотрены дополнительные элементы помимо представленных турбин 54, 46 высокого и низкого давления, также входят в объем настоящего изобретения. Например, двигатель трехкаскадной конфигурации может содержать промежуточную турбину (не представлена), используемую для приведения во вращение вентиляторной секции 22, и также входит в объем настоящего изобретения.
[0066] В одном из раскрытых примеров осуществления изобретения (фиг. 2) турбина привода вентилятора представляет собой турбину 46 низкого давления, вследствие чего направления вращения вентиляторной секции 22 и турбины 46 низкого давления совпадают и обозначены одним и тем же знаком «+», определяющим направления вращения вентилятора 42 и турбины 46 низкого давления. Кроме того, в данном примере направление вращение турбины 54 высокого давления, или второй турбины, также совпадает с направлением вращения турбины 46 привода вентилятора. В другом примере, проиллюстрированном на фиг. 3, направление вращение турбины 54 высокого давления, или второй турбины, противоположно направлению вращения турбины привода вентилятора (турбины 46 низкого давления) и вентилятора 42.
[0067] Вращение компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления в направлении, противоположном направлению вращения компрессора 52 высокого давления и турбины 54 высокого давления, создает более благоприятные аэродинамические условия в турбинной секции 28 при перемещении формируемого высокоскоростного потока газов сгорания из турбины 54 высокого давления в турбину 46 низкого давления. Относительное вращение в компрессорной и турбинной секциях создает приблизительно требуемые углы направления воздушного потока между секциями, что повышает общий КПД турбинной секции 28 и обеспечивает возможность уменьшения полной массы турбинной секции 28 благодаря сокращению или ликвидации аэродинамических профилей или целого ряда направляющих лопаток.
[0068] На фиг. 4 и 5 представлен другой пример осуществления устройства изменения скорости, представляющего собой эпициклический редуктор, называемый редуктором звездного типа, в которой входной элемент представляет собой центральную солнечную шестерню 62. Звездные шестерни 65 (представлена лишь одна) в фиксированном положении вращаются вокруг солнечной шестерни 62 и пространственно разнесены посредством водила 68, прикрепленного к неподвижному корпусу 36 (лучше видно на фиг. 1). Вся система зубчатых колес заключена внутри кольцевой шестерни 66, установленной с возможностью свободного вращения. Вентилятор 42 прикреплен к кольцевой шестерне 66, которая приводит его в движение так, что направление вращения вентилятора 42 противоположно направлению вращения входной солнечной шестерни 62. Соответственно, направление вращения компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления противоположно направлению вращения вентилятора 42.
[0069] В одном из раскрытых примеров осуществления, показанном на фиг. 4, турбина привода вентилятора представляет собой турбину 46 низкого давления, при этом вентилятор 42 вращается в направлении, противоположном направлению вращения турбины 46 низкого давления и компрессора 44 низкого давления. Кроме того, в этом примере каскад 32 высокого давления, содержащий турбину 54 высокого давления и компрессор 52 высокого давления, вращается в направлении, противоположном направлению вращения вентилятора 42, и в одном направлении с каскадом 30 низкого давления, содержащим компрессор 44 низкого давления и турбину 46 привода вентилятора.
[0070] В другом примере газотурбинного двигателя, показанном на фиг. 5, турбина 54 высокого давления, или вторая турбина, вращается в направлении, совпадающем с направлением вращения вентилятора 42 и противоположном направлению вращения каскада 30 низкого давления, содержащего компрессор 44 низкого давления и турбину 46 привода вентилятора.
[0071] На фиг. 6 представлены подшипниковые узлы, расположенные вблизи переднего конца валов двигателя в точках 70 и 72, которые обеспечивают вращение внутреннего вала 40 и наружного вала 50, обеспечивая противодействие результирующим осевым силам, направленным параллельно оси А, создаваемым обратной нагрузкой турбины 46 низкого давления и турбины 54 высокого давления за вычетом нагрузок компрессора 52 высокого давления и компрессора 44 низкого давления, которые также вносят вклад в осевые силы, воздействующие, соответственно, на каскад 30 низкого давления и каскад 32 высокого давления.
[0072] В данном примере осуществления изобретения первый передний подшипниковый узел 70 установлен на участке неподвижной конструкции, обозначенной на схеме номером позиции 36, и поддерживает передний конец внутреннего вала 40. В данном примере первый передний подшипниковый узел 70 представляет собой упорный подшипник, который регулирует перемещения внутреннего вала 40 и, следовательно, каскада 30 низкого давления, в аксиальном направлении. Второй передний подшипниковый узел 72 установлен на неподвижной конструкции 36 и обеспечивает вращение каскада 32 высокого давления, по существу, исключая перемещение в аксиальном направлении наружного вала 50. Первый передний подшипниковый узел 70 установлен для поддержки внутреннего вала 40 в точке, расположенной перед соединением 88 ротора 90 компрессора низкого давления. Второй передний подшипниковый узел 72 установлен перед соединением, называемым втулкой 92, между ротором 94 компрессора высокого давления и наружным валом 50. Первый задний подшипниковый узел 74 поддерживает задний участок внутреннего вала 40. Первый задний подшипниковый узел 74 представляет собой роликовый подшипник, который обеспечивает возможность вращения, но не оказывает сопротивления смещению вала 40 в аксиальном направлении. Вместо этого задний подшипник 74 допускает тепловое расширение вала 74 между точкой своего расположения и подшипником 72. В данном примере первый задний подшипниковый узел 74 расположен после втулки 80 соединения между ротором 78 турбины низкого давления и внутренним валом 40. Второй задний подшипниковый узел 76 поддерживает задний участок наружного вала 50. В данном примере второй задний подшипниковый узел 76 представляет собой роликовый подшипник, удерживаемый соответствующей неподвижной конструкцией 36 через промежуточную силовую раму 58 и обеспечивающий передачу радиальной нагрузки через проточный канал турбины на корпус 36. Второй задний подшипниковый узел 76 поддерживает наружный вал 50 и, следовательно, каскад 32 высокого давления в точке, расположенной за втулкой 84 соединения между ротором 82 турбины высокого давления и наружным валом 50.
[0073] В данном раскрытом примере осуществления изобретения первый и второй передние подшипниковые узлы 70, 72, а также первый и второй задние подшипниковые узлы 74, 76 имеют опору снаружи от соответствующих соединительных втулок 80, 88 компрессоров или турбин, что обеспечивает охватывающие опорные конструкции соответствующих внутреннего вала 40 и наружного вала 50. Охватывающие опоры внутреннего вала 40 и наружного вала 50 обеспечивают их поддержку и сообщают им жесткость, требуемые для работы газотурбинного двигателя 20.
[0074] На фиг. 7 представлен другой пример конфигурации поддержки валов, содержащей первый и второй передние подшипниковые узлы 70, 72, выполненные с возможностью поддержки передних участков соответствующих внутреннего вала 40 и наружного вала 50. Первый задний подшипниковый узел 74 расположен после соединения 80 между ротором 78 и внутренним валом 40. Первый задний подшипниковый узел 74 представляет собой роликовый подшипник и поддерживает внутренний вал 40 посредством опоры охватывающей конфигурации. Поскольку охватывающая конфигурация может требовать дополнительной длины внутреннего вала 40, в альтернативном варианте может быть использована конфигурация, называемая подвешенной. В данном примере поддержку наружного вала 50 обеспечивает второй задний подшипниковый узел 76, расположенный перед соединением 84 между ротором 82 турбины высокого давления и наружным валом 50. Соответственно, втулка 84 соединения ротора 82 турбины высокого давления с наружным валом 50 подвешена после подшипникового узла 76. Такое расположение второго заднего подшипника 76 в подвешенной конфигурации потенциально позволяет уменьшить длину наружного вала 50.
[0075] Кроме того, такое расположение заднего подшипника 76 также может исключить потребность в использовании других несущих конструкций, таких как промежуточная силовая рама 58, так как подшипниковый узел 76 поддерживает турбину 54 высокого давления, а подшипниковый узел 74 поддерживает турбину 56 низкого давления. Стойка 58 промежуточной силовой рамы может дополнительно содержать дополнительный роликовый подшипник 74А, который может быть добавлен для сокращения мод вибрации внутреннего вала 40.
[0076] На фиг. 8А и 8В представлен другой пример конфигурации поддержки валов, содержащей первый и второй передние подшипниковые узлы 70, 72, выполненные с возможностью поддержки передних участков соответствующих внутреннего вала 40 и наружного вала 50. Первый задний подшипниковый узел 74 поддерживает внутренний вал 40 в точке, расположенной после соединения 80, при помощи охватывающей несущей конструкции. В данном примере для поддержки заднего участка наружного вала 50 предусмотрен роликоподшипниковый узел 86, установленный в зазоре 96, предусмотренном между наружной поверхностью внутреннего вала 40 и внутренней поверхностью наружного вала 50.
[0077] Роликовый подшипниковый узел 86 поддерживает задний участок наружного вала 50 на внутреннем валу 40. Использование роликового подшипникового узла 86 для поддержки наружного вала 50 исключает потребность в несущих конструкциях, соединенных с неподвижной конструкцией 36 через промежуточную силовую раму 58. Кроме того, представленный подшипниковый узел 86 может обеспечить возможность как уменьшения длины валов, так и поддержки наружного вала 50 в положении, по существу, соосном с втулкой 84 соединения ротора 82 турбины высокого давления и наружного вала 50. Как видно из чертежа, подшипниковый узел 86 расположен после втулки 82, причем его поддерживает крайний задний участок вала 50. На фиг. 9 представлен другой пример конфигурации опирания валов, содержащей первый и второй передние подшипниковые узлы 70, 72, обеспечивающие поддержку передних участков, соответственно, внутреннего вала 40 и наружного вала 50. Первый задний подшипниковый узел установлен в точке внутреннего вала 40, расположенной перед соединением 80 между ротором 78 турбины низкого давления и внутренним валом 40.
[0078] Размещение первого заднего подшипникового узла 74 перед соединением 80 может быть использовано для уменьшения общей длины двигателя 20. Кроме того, размещение первого заднего подшипникового узла 74 перед соединением 80 обеспечивает возможность опоры на неподвижный корпус 38 через промежуточную силовую раму 58. Кроме того, в данном примере осуществления предусмотрен второй задний подшипниковый узел, установленный в охватывающей несущей конструкции после соединения 84 между наружным валом 50 и ротором 82. Соответственно, в данном примере осуществления первый и второй задние подшипниковые узлы 74, 76 имеют общую конструкцию, обеспечивающую опирание на неподвижную наружнюю конструкцию 38. Следует отметить, что такой общий несущий элемент упрощает конструкцию двигателя и уменьшает общую массу двигателя. Кроме того, сокращение числа необходимых несущих конструкций приводит к уменьшению общей массы и, таким образом, к дальнейшему повышению эффективности сгорания топлива воздушного судна.
[0079] На фиг. 10 представлен участок турбинной секции 28 по одному из примеров осуществления изобретения, содержащий турбину 46 низкого давления и турбину 54 высокого давления, причем между выходом турбины высокого давления и турбиной низкого давления расположена промежуточная силовая рама 58. Промежуточная силовая рама 58 и направляющая лопатка 60 расположены перед первой ступенью 98 турбины 46 низкого давления. Хотя на чертеже представлена лишь одна направляющая лопатка 60, подразумевается наличие нескольких направляющих лопаток 60, разнесенных в направлении по окружности. Направляющая лопатка 60 изменяет направление потока, поступающего из турбины 54 высокого давления при его приближении к первой ступени 98 турбины 46 низкого давления. Как можно видеть, для увеличения КПД желательно обеспечить такое направление потока между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления направляющей лопаткой 60, при котором поток расширяющихся газов поступал бы в требуемом направлении на входе в турбину 46 низкого давления. В связи с этим направляющая лопатка 60 может быть фактическим аэродинамическим профилем соответствующей кривизны, обеспечивающим поворот воздушного потока и его требуемое направление в турбину 46 низкого давления.
[0080] Использование в промежуточной силовой раме 58 направляющей лопатки 60, обеспечивающей поворот воздушного потока, вместо обтекаемой стойки и ряда лопаток статора, расположенных после стойки, позволяет уменьшить суммарную длину и объем турбинных узлов 46, 54, вместе взятых, так как направляющая лопатка 60 выполняет несколько функций, включая уменьшение лобового сопротивления промежуточной силовой рамы 58, защиту всех статических конструкций и маслопроводов, обслуживающих подшипниковый узел, от воздействия тепла и поворот потока, входящего в турбину 46 низкого давления, таким образом, чтобы обеспечить его вхождение во вращающийся аэродинамический профиль 100 под требуемым аэродинамическим углом. Кроме того, совместное использование этих элементов позволяет уменьшить общий объем конструкции и турбинной секции 28.
[0081] Вышеописанные конструктивные особенности приводят к получению турбинной секции, содержащий обе турбины 54, 46 высокого и низкого давления, более компактного объема по сравнению с известными решениями. Кроме того, в соответствии с одним из примеров осуществления для уменьшения ее объема могут быть усовершенствованы материалы, используемые для изготовления турбины 46 низкого давления,. В число таких материалов могут входить, например, материалы с улучшенными термическими и механическими характеристиками, соответствующими возможному росту нагрузок при эксплуатации турбины 46 низкого давления на повышенной скорости. Кроме того, повышенные скорости и повышенные рабочие температуры на входе турбины 46 низкого давления обеспечивают возможность передачи турбиной 46 низкого давления большего количества энергии для обеспечения более производительной работы вентилятора 42 большего диаметра, приводимого во вращение через редуктор 48, и повышения КПД компрессора 44 низкого давления.
[0082] В альтернативном варианте могут быть использованы менее дорогостоящие материалы в сочетании со средствами охлаждения, способными компенсировать повышение температур в турбине 46 низкого давления. В соответствии с тремя примерами осуществления первая вращающаяся лопатка 100 турбины 46 низкого давления может представлять собой литую лопатку с направленной кристаллизацией, монокристаллическую литую лопатку или полую лопатку с внутренним охлаждением. Улучшенные механические и тепловые характеристики материала турбинных лопаток согласно изобретению обеспечивают возможность эксплуатации при повышенных температурах и скоростях, что, в свою очередь, обеспечивает повышение КПД каждой ступени и позволяет сократить число ступеней турбины низкого давления. В свою очередь, уменьшение числа ступеней турбины низкого давления позволяет уменьшить общий объем турбины одновременно с требуемым повышением скорости вращения турбины низкого давления.
[0083] Уменьшение числа ступеней и уменьшение объема обеспечивают повышение КПД двигателя и сгорания топлива воздушного судна благодаря уменьшению общего веса. Кроме того, меньшее число рядов турбинных лопаток обеспечивает уменьшение числа каналов утечки в венцах роторных лопаток, уменьшение числа каналов утечки во внутренних уплотнениях направляющих лопаток и сокращение потерь в ступенях ротора.
[0084] Удельная мощность компактной турбинной секции в соответствии с примером осуществления изобретения может быть определена как отношение производимой тяги, выраженной в фунтах-сила (Ibf), к общему объему турбинной секции 28. Объем турбинной секции 28 может быть определен как пространство от входа 102 первой турбинной направляющей лопатки 104 турбины 54 высокого давления до выхода 106 последней вращающегося аэродинамического профиля 108 турбины 104 низкого давления и выражен в кубических дюймах. Удельную мощность определяют как отношение постоянной тяги двигателя в установившемся режиме работы при взлете на уровне моря (SLTO, от англ. Sea Level Takeoff,) к объему турбинной секции, причем при уменьшенной массе двигателя может быть желательным увеличение удельной мощности. Тяга двигателя в установившемся режиме работы при взлете на уровне моря может быть измерена в фунтах-сила (Ibf), а объем может быть равен объему участка от кольцевого входа 102 первой направляющей турбинной лопатки 104 турбины 54 высокого давления до кольцевого выхода 106 переднего конца последней лопатки 108 турбины 46 низкого давления. Максимальная тяга может представлять собой тягу при взлете на уровне моря (Sea Level Takeoff, SLTO), которую обычно считают равной постоянной тяге, производимой турбовентиляторным двигателем в установившемся режиме работы на уровне моря.
[0085] Объем V турбинной секции более ясно проиллюстрирован на фиг. 10. Как видно из чертежа, промежуточная силовая рама 58 расположена между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления. Объем V, обозначенный пунктирной линией, занимает пространство от внутреннего края I до наружного края О. Внутренний край определен проточной частью роторов, а также внутренними каналами полок лопаток. Наружный край определен направляющими лопатками, а также наружными герметизирующими элементами проточной части. Объем занимает пространство от самого переднего по потоку края направляющей лопатки 104, обычно представляющего собой ее входную кромку, до самого заднего по потоку края последнего вращающегося аэродинамического профиля 108 секции турбины 46 низкого давления. Как правило, такой край представляет собой выходную кромку аэродинамического профиля 108.
[0086] Удельная мощность описанного газотурбинного двигателя значительно выше, чем у ранее известных конструкций. Ниже приведены примеры восьми двигателей, содержащих турбинные секции и общие приводные системы двигателя и компоновки согласно настоящему изобретению. Их параметры представлены в Таблице 1.
Figure 00000001
Figure 00000002
[0087] Таким образом, в примерах осуществления изобретения удельная мощность больше или равна приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм3. Точнее, удельная мощность больше или равна приблизительно 2,0 фунт-сила/дюйм3. Еще точнее, удельная мощность больше или равна приблизительно 3,0 фунт-сила/дюйм3. Точнее, удельная мощность больше или равна приблизительно 4,0 фунт-сила/дюйм3. Кроме того, в вариантах осуществления изобретения удельная мощность меньше или равна приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм3.
[0088] Таким образом, двигатели, изготовленные в соответствии с описанным решением и содержащие турбинные секции, раскрытые в настоящей заявке, с изменениями, не выходящими за пределы объема настоящего изобретения, обладают высокой производительностью, повышенным топливным КПД и уменьшенным весом на единицу тяги.
[0089] Площадь 112 выходного сечения определена в месте выхода турбины 54 высокого давления, а площадь 110 выходного сечения - на выходе 106 турбины 46 низкого давления. Редуктор 48 (представлен на фиг. 1) обеспечивает набор различных скоростей вращения турбины привода вентилятора, которая в данном варианте осуществления представляет собой турбину 46 низкого давления, и вентилятора 42 (фиг. 1). Соответственно, турбина 46 низкого давления, а с нею и каскад 30 низкого давления, содержащий компрессор 44 низкого давления, могут вращаться с чрезвычайно высокой скоростью. Работа турбины 46 низкого давления и турбины 54 высокого давления может быть оценена по характеризующему параметру, равному произведению выходной площади соответствующей турбины на квадрат соответствующей скорости. Этот характеризующий параметр (PQ, от англ. Performance Quantity) определяют следующим образом:
[0090] Уравнение 1: PQItp=(AIpt×VIpt 2);
[0091] Уравнение 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt 2),
[0092] где AIpt - площадь 110 турбины 46 низкого давления на выходе 106, a VIp, -скорость секции турбины низкого давления; Ahpt - площадь турбины 54 высокого давления на выходе 114, a Vhpt - скорость турбины 54 высокого давления.
[0093] Тогда отношение характеризующего параметра турбины 46 низкого давления к характеризующему параметру турбины 54 высокого давления равно:
[0094] Уравнение 3: (AIpt×VIpt 2)/(Ahpt×Vhpt 2)=PQIpt/PQhpt.
[0095] В одном из вариантов осуществления турбин, изготовленных в соответствии с вышеописанной конструкцией, площади турбин 46, 54 низкого и высокого давления равны 557,9 дюйм2 и 90,67 дюйм2 соответственно. Таким образом, в соответствии с приведенными выше уравнениями 1 и 2 характеризующие параметры турбин 46, 54 низкого и высокого давления равны:
[0096] Уравнение 1: PQItp=(AIpt×VItp 2)=(557,9 дюйм2)(10179 об/мин)2=57805157673,9 дюйм2⋅(об/мин)2;
[0097] Уравнение 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt 2)=(90,67 дюйм2)(24346 об/мин)2=53742622009,72 дюйм2⋅(об/мин)2,
[0098] а в соответствии с вышеприведенным Уравнением 3 отношение характеризующих параметров секции турбины низкого давления и секции турбины высокого давления равно:
[0099] Отношение=PQItp/PQhpt=57805157673,9 дюйм2⋅(об/мин)2/53742622009,72 дюйм2⋅(об/мин)2=1,075.
[0100] В другом варианте осуществления изобретения данное отношение составляет более 0,5, а в еще одном варианте осуществления изобретения данное отношение составляет более 0,8. При отношении PQItp/PQhpt в диапазоне от 0,5 до 1,5 может быть получена чрезвычайно высокая общая производительность газотурбинного двигателя. Точнее, отношения PQItp/PQhpt, составляющие не менее 0,8, обеспечивают повышенную общую производительность газотурбинного двигателя. Еще точнее, отношения PQItp/PQhpt, составляющие не менее 1,0, обеспечивают еще более высокий термодинамический КПД, а также позволяют получить уменьшение массы, которое повышает эффективность сгорания топлива воздушного судна. Такие значения отношения PQItp/PQhpt, в частности, позволяют значительно уменьшить размеры - как диаметр, так и аксиальную длину -турбинной секции 28 по сравнению с известными конструкциями. Кроме того, они обеспечивают значительное повышение общего КПД двигателя.
[0101] На фиг. 11 схематически представлены некоторые участки компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления каскада 30 низкого давления, содержащие роторы 116 турбины 46 низкого давления и роторы 132 компрессора 44 низкого давления. Каждый из роторов 116 имеет радиус 122 канала, эффективный радиус 124 диска и ширину 126 канала, измеряемую в направлении, параллельном оси А. Ротор 116 поддерживает турбинные лопатки 118, вращающиеся относительно направляющих турбинных лопаток 120. Компрессор 44 низкого давления содержит роторы 132, имеющие радиус 134 канала, эффективный радиус 136 диска и ширину 138 канала. Ротор 132 поддерживает компрессорные лопатки 128, вращающиеся относительно направляющих лопаток 130.
[0102] Как показано на фиг. 12 в продолжение фиг. 11, Радиус 122 канала представляет собой радиус между внутренней поверхностью канала и осью. Эффективный радиус 124 диска представляет собой радиус между осью А вращения и частью ротора, на которой установлены лопатки аэродинамического профиля. Ширина 126 канала в данном примере представляет собой наибольшую ширину ротора, расположенную на некотором радиальном расстоянии от оси А, определенном для обеспечения требуемых физических рабочих характеристик.
[0103] Увеличение скорости вращения каскада 30 низкого давления вследствие увеличения скоростей раскрытого компактной турбинной секции 28 обеспечивается зависимостью между эффективным радиусом (r) 124 диска и радиусом (R) 122 канала, которая определяется отношением эффективного радиуса 124 диска к радиусу 122 канала (т.е., r/R). В раскрытом примере осуществления это отношение составляет от приблизительно 2,00 до приблизительно 2,30. В другом раскрытом примере осуществления отношение r/R составляет от приблизительно 2,00 до 2,25.
[0104] Роторы 116 и 132 имеют ширину (W) 126 и 138 каналов. Ширина 126 и 138 каналов представляет собой ширину соответствующего канала, отделенного от вала, в частности - от вала 40 каскада низкого давления (фиг. 1). В одном неограничительном пространственном варианте осуществления значения ширины (W) 126, 138 составляют от приблизительно 1.40 до 2,00 дюймов (3,56 и 5,08 см). В другом варианте осуществления размеров, не имеющем ограничительного характера, значения ширины (W) 126, 138 составляют от приблизительно 1,50 до 1,90 дюймов (3,81 и 4,83 см). Кроме того, связь между шириной 126, 138 (W) и эффективным радиусом (r) 124 обода определяется отношением r/W. В раскрытом примере осуществления отношение r/W составляет от приблизительно 4,65 до 5,55. В другом раскрытом варианте осуществления отношение r/W составляет от приблизительно 4,75 до приблизительно 5,50.
[0105] Соответственно, повышение рабочих характеристик и производительности может быть обеспечено требуемым сочетанием раскрытых конструктивных особенностей различных компонентов раскрытых вариантов осуществления газотурбинного двигателя.
[0106] Хотя в вышеприведенном описании представлен один из примеров осуществления изобретения, для специалиста в данной области должно быть очевидно, что в него могут быть внесены изменения, не выходящие за рамки объема изобретения. В связи с этим объем и содержание настоящего изобретения должно быть определено по нижеприведенной формуле изобретения.

Claims (35)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий: вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси; компрессорную секцию;
камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;
турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, при этом турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину, которая расположена перед турбиной привода вентилятора, при этом турбина привода вентилятора содержит по меньшей мере один ротор, имеющий радиус (R) канала и эффективный радиус (r) обода, причем отношение r/R составляет от 2,00 до 2,30; и
систему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора, для обеспечения вращения вентилятора вокруг оси.
2. Двигатель по п. 1, в котором радиус (R) канала включает в себя по меньшей мере одну ширину (W) канала в направлении, параллельном оси вращения, а отношение ширины (W) канала к эффективному радиусу (r) обода составляет от 4,65 до 5,55.
3. Двигатель по п. 1, в котором радиус (R) канала включает в себя по меньшей мере одну ширину (W) канала в направлении, параллельном оси вращения, которая составляет от 1,20 дюйма до 2,00 дюймов.
4. Двигатель по п. 1, в котором секция турбины привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью, а вторая турбина имеет вторую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, превышающей первую скорость, при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости вращения и первой площади, а второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости вращения и второй площади, а характеризующее отношение, представляющее собой отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру, составляет от 0,5 до 1,5.
5. Двигатель по п. 4, в котором характеризующее отношение больше или равно 0,8.
6. Двигатель по п. 4, в котором первый характеризующий параметр больше или равен 4.
7. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор и турбина привода вентилятора выполнены с возможностью вращения вокруг оси в первом направлении, а вторая турбина выполнена с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому направлению.
8. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор, турбина привода вентилятора и вторая турбина выполнены с возможностью вращения вокруг оси в первом направлении.
9. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор и вторая турбина выполнены с возможностью вращения вокруг оси в первом направлении, а турбина привода вентилятора выполнена с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому направлению.
10. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор выполнен с возможностью вращения в первом направлении, а турбина привода вентилятора и вторая турбина выполнены с возможностью вращения вокруг оси во втором направлении, противоположном первому направлению.
11. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит понижающую зубчатую передачу с передаточным отношением, превышающим 2,3.
12. Двигатель по п. 1, в котором указанный вентилятор подает часть воздуха в наружный контур, при этом степень двухконтурности определена как часть воздуха, подаваемая в наружный контур, деленная на количество воздуха, подаваемого в компрессорную секцию, причем степень двухконтурности превышает 6,0.
13. Двигатель по п. 11, в котором степень двухконтурности превышает 10,0.
14. Двигатель по п. 1, в котором степень повышения давления в вентиляторе меньше чем 1,5.
15. Двигатель по п. 1, в котором указанный вентилятор содержит 26 или менее лопаток.
16. Двигатель по п. 14, в котором указанная турбина привода вентилятора имеет по меньшей мере 3 ступени и вплоть до 6 ступеней.
17. Двигатель по п. 15, в котором отношение между числом лопаток вентилятора и число ступеней турбины привода вентилятора составляет от 2,5 до 8,5.
18. Двигатель по п. 1, в котором коэффициент расширения в турбине привода вентилятора превышает 5:1.
19. Двигатель по п. 1, в котором отношение производимой тяги, выраженной в фунтах-сила, к общему объему турбинной секции больше чем 1,5 фунт-сила/дюйм3 и меньше или равно 5,5 фунт-сила/дюйм3.
20. Двигатель по п. 1, в котором вторая турбина содержит по меньшей мере две ступени и выполнена с возможностью работы при первом давлении, а турбина привода вентилятора содержит более двух ступеней, и выполнена с возможностью работы при втором давлении, которое меньше, чем первое давление.
21. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси;
компрессорную секцию;
камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;
турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания и содержащую турбину привода вентилятора и вторую турбину, при этом вторая турбина расположена перед турбиной привода вентилятора, причем турбина привода вентилятора содержит по меньшей мере один ротор, имеющий эффективный радиус (r) обода и ширину (W) канала в направлении, параллельном оси вращения, при этом отношение ширины (W) канала к эффективному радиусу (r) обода составляет от 4,65 до 5,55; и
систему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора, для обеспечения вращения вентилятора вокруг оси.
22. Двигатель по п. 21, в котором ширина (W) канала составляет от 1,20 дюйма до 2,00 дюймов.
23. Двигатель по п. 21, в котором ротор имеет радиус (R) канала, при этом отношение эффективного радиуса (r) обода к радиусу (R) канала составляет от 2,00 до 2,30.
24. Двигатель по п. 21, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор и турбина привода вентилятора выполнены с возможностью вращения вокруг оси в первом направлении, а вторая турбина выполнена с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому направлению.
25. Двигатель по п. 21, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор, турбина привода вентилятора и вторая турбина выполнены с возможностью вращения вокруг оси в первом направлении.
26. Двигатель по п. 21, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор и вторая турбина выполнены с возможностью вращения вокруг оси в первом направлении, а турбина привода вентилятора выполнена с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому направлению.
27. Двигатель по п. 21, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор выполнен с возможностью вращения в первом направлении, а турбина привода вентилятора и вторая турбина выполнены с возможностью вращения вокруг оси во втором направлении, противоположном первому направлению.
RU2014134792A 2012-01-31 2013-01-30 Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя RU2633495C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/363,154 2012-01-31
US13/363,154 US20130192196A1 (en) 2012-01-31 2012-01-31 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US13/629,681 2012-09-28
US13/629,681 US20130192266A1 (en) 2012-01-31 2012-09-28 Geared turbofan gas turbine engine architecture
PCT/US2013/023730 WO2013116262A1 (en) 2012-01-31 2013-01-30 Geared turbofan gas turbine engine architecture

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014134792A RU2014134792A (ru) 2016-03-20
RU2633495C2 true RU2633495C2 (ru) 2017-10-12

Family

ID=48869073

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134792A RU2633495C2 (ru) 2012-01-31 2013-01-30 Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20130192266A1 (ru)
EP (2) EP2809931B1 (ru)
BR (1) BR112014016305B1 (ru)
CA (2) CA2857357C (ru)
RU (1) RU2633495C2 (ru)
SG (1) SG11201403015WA (ru)
WO (1) WO2013116262A1 (ru)

Families Citing this family (74)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140096508A1 (en) * 2007-10-09 2014-04-10 United Technologies Corporation Systems and methods involving multiple torque paths for gas turbine engines
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9410608B2 (en) 2011-06-08 2016-08-09 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US8935913B2 (en) 2012-01-31 2015-01-20 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US20150345426A1 (en) 2012-01-31 2015-12-03 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
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
US20130192191A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Frederick M. Schwarz Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10309232B2 (en) * 2012-02-29 2019-06-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine with stage dependent material selection for blades and disk
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US10138809B2 (en) 2012-04-02 2018-11-27 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume
US9074485B2 (en) 2012-04-25 2015-07-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with three turbines all counter-rotating
US20150308351A1 (en) 2012-05-31 2015-10-29 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8572943B1 (en) 2012-05-31 2013-11-05 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US10036316B2 (en) * 2012-10-02 2018-07-31 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with high compressor exit temperature
US11280271B2 (en) * 2012-10-09 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Operability geared turbofan engine including compressor section variable guide vanes
US9752500B2 (en) * 2013-03-14 2017-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with transmission and method of adjusting rotational speed
EP3467272A1 (en) 2013-06-03 2019-04-10 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US10233774B2 (en) 2013-08-19 2019-03-19 United Technologies Corporation Three spool turbofan engine with low noise intermediate turbine rotor
SG10201705204XA (en) * 2013-09-24 2017-07-28 United Technologies Corp Fundamental gear system architecture
EP2884056A1 (en) * 2013-12-11 2015-06-17 United Technologies Corporation Systems and methods involving multiple torque paths for gas turbine engines
WO2015102952A1 (en) * 2013-12-30 2015-07-09 United Technologies Corporation Turbine engine including balanced low pressure stage count
WO2015126453A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126452A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108109B1 (en) * 2014-02-19 2023-09-13 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10590775B2 (en) 2014-02-19 2020-03-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108111A4 (en) * 2014-02-19 2017-03-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108107B1 (en) 2014-02-19 2023-10-11 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
EP3108102A4 (en) * 2014-02-19 2017-02-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175043A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175045A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108105B1 (en) 2014-02-19 2021-05-12 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126451A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108106B1 (en) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US20170167267A1 (en) * 2014-02-19 2017-06-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570916B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015127032A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3114321B1 (en) 2014-02-19 2019-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175044A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3985226A1 (en) 2014-02-19 2022-04-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175052A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108118B1 (en) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126796A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126774A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US20160003163A1 (en) * 2014-07-03 2016-01-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine with short transition duct
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
EP3034833A1 (en) * 2014-12-16 2016-06-22 United Technologies Corporation Turbine engine including balanced low pressure stage count
US9915225B2 (en) 2015-02-06 2018-03-13 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
CA2923331A1 (en) * 2015-03-19 2016-09-19 David P. Houston Geared turbofan gas turbine engine architecture
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
EP3165754A1 (en) * 2015-11-03 2017-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10208709B2 (en) 2016-04-05 2019-02-19 United Technologies Corporation Fan blade removal feature for a gas turbine engine
GB201813082D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
GB201813079D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Effcient gas turbine engine
GB201813083D0 (en) * 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
GB201813086D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
US11242770B2 (en) 2020-04-02 2022-02-08 General Electric Company Turbine center frame and method
US11608750B2 (en) * 2021-01-12 2023-03-21 Raytheon Technologies Corporation Airfoil attachment for turbine rotor
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system
FR3143676A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines système PROPULSIF AERONAUTIQUE
FR3143680A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Système propulsif aéronautique
FR3143679A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Système propulsif aéronautique
FR3143678A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Système propulsif aéronautique
FR3143682A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Système propulsif aéronautique
FR3143673A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Système propulsif aéronautique
FR3143685A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Systeme propulsif aeronautique
FR3143674A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Systeme propulsif aeronautique
FR3143683A1 (fr) * 2022-12-16 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Systeme propulsif aeronautique

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3729957A (en) * 1971-01-08 1973-05-01 Secr Defence Fan
US4809819A (en) * 1986-02-28 1989-03-07 Lucas Industries Public Limited Company Brake actuators
US20060090448A1 (en) * 2004-10-29 2006-05-04 Henry John L Gas turbine engine and method of assembling same
RU2311554C2 (ru) * 2005-12-23 2007-11-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель
RU2346176C1 (ru) * 2007-06-04 2009-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель с приводом вентилятора через простой соосный редуктор с внутренним зацеплением
US7594404B2 (en) * 2006-07-27 2009-09-29 United Technologies Corporation Embedded mount for mid-turbine frame

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
US6619030B1 (en) * 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US7241111B2 (en) * 2003-07-28 2007-07-10 United Technologies Corporation Contoured disk bore
US7685808B2 (en) * 2005-10-19 2010-03-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods 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
US7762086B2 (en) * 2008-03-12 2010-07-27 United Technologies Corporation Nozzle extension assembly for ground and flight testing
DE102008023990A1 (de) * 2008-05-16 2009-11-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Zwei-Wellen-Triebwerk für eine Fluggasturbine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3729957A (en) * 1971-01-08 1973-05-01 Secr Defence Fan
US4809819A (en) * 1986-02-28 1989-03-07 Lucas Industries Public Limited Company Brake actuators
US20060090448A1 (en) * 2004-10-29 2006-05-04 Henry John L Gas turbine engine and method of assembling same
RU2311554C2 (ru) * 2005-12-23 2007-11-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель
US7594404B2 (en) * 2006-07-27 2009-09-29 United Technologies Corporation Embedded mount for mid-turbine frame
RU2346176C1 (ru) * 2007-06-04 2009-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель с приводом вентилятора через простой соосный редуктор с внутренним зацеплением

Also Published As

Publication number Publication date
BR112014016305A8 (pt) 2017-07-04
SG11201403015WA (en) 2014-09-26
EP2809931A1 (en) 2014-12-10
BR112014016305A2 (pt) 2017-06-13
CA2857357C (en) 2017-06-06
US20130192266A1 (en) 2013-08-01
EP3115292A1 (en) 2017-01-11
EP2809931A4 (en) 2015-09-16
CA2951916C (en) 2017-05-09
CA2857357A1 (en) 2013-08-08
EP2809931B1 (en) 2016-07-20
WO2013116262A1 (en) 2013-08-08
BR112014016305B1 (pt) 2022-01-25
CA2951916A1 (en) 2013-08-08
RU2014134792A (ru) 2016-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2633495C2 (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2630630C2 (ru) Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2631955C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2633498C2 (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2633218C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2631956C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
US10288011B2 (en) Geared turbofan gas turbine engine architecture
US10794292B2 (en) Geared turbofan gas turbine engine architecture