RU2637159C2 - Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления - Google Patents

Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления Download PDF

Info

Publication number
RU2637159C2
RU2637159C2 RU2014134790A RU2014134790A RU2637159C2 RU 2637159 C2 RU2637159 C2 RU 2637159C2 RU 2014134790 A RU2014134790 A RU 2014134790A RU 2014134790 A RU2014134790 A RU 2014134790A RU 2637159 C2 RU2637159 C2 RU 2637159C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine section
section
engine
speed
turbine
Prior art date
Application number
RU2014134790A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014134790A (ru
Inventor
Габриэль Л. СУСЬЮ
Уильям К. АКЕРМАНН
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
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014134790A publication Critical patent/RU2014134790A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2637159C2 publication Critical patent/RU2637159C2/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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/40—Movement of components
    • F05D2250/44—Movement of components by counter rotation

Landscapes

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

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит очень высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей, в том числе в увеличении коэффициента полезного действия двигателя, и в уменьшении размеров турбинной секции без ухудшения ее эффективности. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Уровень техники
[0001] Настоящая заявка относится к газотурбинному двигателю, в котором турбинная секция низкого давления вращается с более высокой скоростью и центробежной нагрузкой по сравнению с соответствующими скоростью вращения и центробежной нагрузкой турбинной секции высокого давления в двигателях известного уровня техники.
[0002] 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.
[0003] В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель, известный из англоязычного документа
Figure 00000001
AEROENGINES, ISSUE 7, COPYRIGHT 2000, стр. 510-512. Традиционно во многих двигателях, известных из уровня техники, 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 диаметры вентиляторов. 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 при помощи каскада низкого давления) представляют собой конструктивное ограничение. Позднее было предложено устанавливать понижающие редукторы между каскадом низкого давления (образованным компрессорной секцией низкого давления и турбинной секцией низкого давления) и вентилятором. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении эксплуатационных характеристик газотурбинных двигателей, в том числе в увеличении коэффициента полезного действия двигателя, и в уменьшении размеров турбинной секции без ухудшения ее эффективности.
Сущность изобретения
[0001] В характерном варианте осуществления турбинная секция газотурбинного двигателя содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию, при этом 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. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости и первой площади поперечного сечения. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади поперечного сечения. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.
[0002] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.
[0003] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.
[0004] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.
[0005] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления вторая турбинная секция имеет 2 или менее ступеней.
[0006] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления коэффициент расширения в первой турбинной секции превышает приблизительно 5:1.
[0007] В другом характерном варианте осуществления газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором, секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания. Турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию. 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 вращения. 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.
[0008] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.
[0009] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, при этом первая турбинная секция и первая компрессорная секция вращаются в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция вращаются во втором направлении, противоположном первому.
[0010] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления между вентилятором и каскадом низкого давления, который приводится во вращение первой турбинной секцией, предусмотрен зубчатый редуктор, поэтому вентилятор вращается с более низкой скоростью, чем первая турбинная секция.
[0011] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления вентилятор вращается во втором противоположном направлении.
[0012] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления передаточное отношение зубчатого редуктора превышает приблизительно 2,3.
[0013] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления передаточное отношение превышает приблизительно 2,5.
[0014] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления указанное отношение является больше или равно приблизительно 1,0.
[0015] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления вентилятор подает часть воздуха в наружный контур, при этом степень двухконтурности, определяемая как отношение части воздуха, подаваемой в наружный контур, к количеству воздуха, подаваемого в первую компрессорную секцию, превышает приблизительно 6,0.
[0016] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления степень двухконтурности превышает приблизительно 10,0.
[0017] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления вентилятор содержит 26 или менее лопаток.
[0018] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.
[0019] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.
[0020] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления коэффициент расширения в первой турбинной секции превышает приблизительно 5:1.
Краткое описание чертежей
[0021] На фиг. 1 показан газотурбинный двигатель.
[0022] На фиг. 2 схематически показано расположение каскадов низкого и высокого давления вместе с приводом вентилятора.
Подробное раскрытие изобретения
[0023] 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.
[0024] 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.
[0025] 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.
[0026] 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.
[0027] 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 коэффициент расширения, превышающий 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 коэффициент расширения, составляющий 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. Коэффициент расширения 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. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве иллюстрации одного примера осуществления редукторного двигателя и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, включая безредукторные турбовентиляторные двигатели.
[0028] 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.
[0029] 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. Редуктор 48, который может представлять собой, например, эпициклическую передачу (например, с солнечной, кольцевой и звездной шестернями), выбирается таким образом, чтобы обеспечить вращение вентилятора 42 в одном направлении с каскадом 32 высокого давления. С такой конфигурацией, а также с другой конструкцией, как указано выше, включающей различные параметры и эксплуатационные диапазоны, можно получить очень высокую скорость вращения каскада 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 вращения. 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.
[0030] 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:
Уравнение 1: PQltp=(Alpt×Vlpt 2)=(557,9 дюйм2)(10179 об/мин)2=57805157673,9 дюйм2 (об/мин)2
Уравнение 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=PQltp/PQhpt=57805157673,9 дюйм2(об/мин)2/53742622009,72 дюйм2 (об/мин)2=1,075
[0031] В другом варианте осуществления указанное отношение составляет приблизительно 0,5, а в следующем варианте осуществления - приблизительно 1,5. При отношениях PQltp/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.
[0032] 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.
[0033] 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 (37)

1. Турбинная секция газотурбинного двигателя, содержащая:
первую турбинную секцию; и
вторую турбинную секцию,
при этом указанная первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость вращения,
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; и
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5.
2. Турбинная секция по п. 1, в которой указанное отношение больше или равно 0,8.
3. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.
4. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.
5. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная вторая турбинная секция имеет 2 или менее ступеней.
6. Турбинная секция по п. 1, в которой коэффициент расширения в первой турбинной секции превышает 5:1.
7. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор;
компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором;
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,
при этом указанная первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость вращения,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади, и
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5.
8. Двигатель по п. 7, в котором указанное отношение больше или равно 0,8.
9. Двигатель по п. 7, в котором компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, при этом 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.
10. Двигатель по п. 7, в котором между указанным вентилятором и каскадом низкого давления, приводимым во вращение первой турбинной секцией, предусмотрен зубчатый редуктор, обеспечивающий возможность вращения вентилятора с более низкой скоростью, чем у первой турбинной секции.
11. Двигатель по п. 10, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью вращения во втором противоположном направлении.
12. Двигатель по п. 10, в котором передаточное отношение указанного зубчатого редуктора превышает 2,3.
13. Двигатель по п. 12, в котором указанное передаточное отношение превышает 2,5.
14. Двигатель по п. 7, в котором указанное отношение больше или равно 1,0.
15. Двигатель по п. 9, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью подачи части воздуха в наружный контур, при этом степень двухконтурности, определяемая как отношение части воздуха, подаваемого в наружный контур, к количеству воздуха, подаваемого в первую компрессорную секцию, превышает 6,0.
16. Двигатель по п. 15, в котором указанная степень двухконтурности превышает 10,0.
17. Двигатель по п. 7, в котором указанный вентилятор имеет 26 или менее лопаток.
18. Двигатель по п. 7, в котором указанная первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.
19. Двигатель по п. 7, в котором указанная первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.
20. Двигатель по п. 7, в котором коэффициент расширения в первой турбинной секции превышает 5:1.
RU2014134790A 2012-01-31 2013-01-21 Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления RU2637159C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

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
PCT/US2013/022388 WO2013154649A2 (en) 2012-01-31 2013-01-21 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014134790A RU2014134790A (ru) 2016-03-20
RU2637159C2 true RU2637159C2 (ru) 2017-11-30

Family

ID=48869037

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134790A RU2637159C2 (ru) 2012-01-31 2013-01-21 Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20130192196A1 (ru)
EP (2) EP3557074A1 (ru)
BR (1) BR112014016279A8 (ru)
CA (1) CA2856723C (ru)
RU (1) RU2637159C2 (ru)
SG (3) SG11201403118SA (ru)
WO (1) WO2013154649A2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727532C1 (ru) * 2019-11-29 2020-07-22 Владимир Дмитриевич Куликов Турбореактивный двигатель

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9222417B2 (en) * 2012-01-31 2015-12-29 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
US20160032756A1 (en) * 2012-01-31 2016-02-04 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US20130318998A1 (en) * 2012-05-31 2013-12-05 Frederick M. Schwarz Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine
EP2971698B1 (en) 2013-03-12 2021-04-21 Raytheon Technologies Corporation Flexible coupling for geared turbine engine
EP3933181A1 (en) * 2013-08-20 2022-01-05 Raytheon Technologies Corporation High thrust geared gas turbine engine
US9897001B2 (en) * 2014-03-04 2018-02-20 United Technologies Corporation Compressor areas for high overall pressure ratio gas turbine engine
US10001083B2 (en) * 2014-07-18 2018-06-19 MTU Aero Engines AG Turbofan aircraft engine
US20160032826A1 (en) * 2014-08-04 2016-02-04 MTU Aero Engines AG Turbofan aircraft engine
US9915225B2 (en) 2015-02-06 2018-03-13 United Technologies Corporation Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine
US10119465B2 (en) 2015-06-23 2018-11-06 United Technologies Corporation Geared turbofan with independent flexible ring gears and oil collectors
US10577948B2 (en) * 2015-10-29 2020-03-03 MTU Aero Engines AG Turbine blade and aircraft engine comprising same
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
US11053797B2 (en) 2017-01-23 2021-07-06 General Electric Company Rotor thrust balanced turbine engine
US11421627B2 (en) 2017-02-22 2022-08-23 General Electric Company Aircraft and direct drive engine under wing installation
US10654577B2 (en) 2017-02-22 2020-05-19 General Electric Company Rainbow flowpath low pressure turbine rotor assembly
GB201813083D0 (en) * 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
CN113123881B (zh) * 2019-12-31 2022-05-31 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机的支承结构
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US20230027726A1 (en) * 2021-07-19 2023-01-26 Raytheon Technologies Corporation High and low spool configuration for a gas turbine engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US6073439A (en) * 1997-03-05 2000-06-13 Rolls-Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
RU2330170C2 (ru) * 2006-09-11 2008-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности
US20100132376A1 (en) * 2008-11-28 2010-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame for gas turbine engine

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3033002A (en) * 1957-11-08 1962-05-08 Fairfield Shipbuilding And Eng Marine propulsion steam turbine installations
US4916894A (en) * 1989-01-03 1990-04-17 General Electric Company High bypass turbofan engine having a partially geared fan drive turbine
WO1999054607A1 (en) * 1998-04-16 1999-10-28 3K-Warner Turbosystems Gmbh Turbocharged internal combustion engine
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
US7513103B2 (en) * 2005-10-19 2009-04-07 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
US20090092494A1 (en) * 2007-10-04 2009-04-09 General Electric Company Disk rotor and method of manufacture
US8511986B2 (en) * 2007-12-10 2013-08-20 United Technologies Corporation Bearing mounting system in a low pressure turbine
US7762086B2 (en) * 2008-03-12 2010-07-27 United Technologies Corporation Nozzle extension assembly for ground and flight testing

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US6073439A (en) * 1997-03-05 2000-06-13 Rolls-Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
RU2330170C2 (ru) * 2006-09-11 2008-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности
US20100132376A1 (en) * 2008-11-28 2010-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame for gas turbine engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2727532C1 (ru) * 2019-11-29 2020-07-22 Владимир Дмитриевич Куликов Турбореактивный двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
WO2013154649A2 (en) 2013-10-17
US20130192196A1 (en) 2013-08-01
BR112014016279A2 (pt) 2017-06-13
EP2809934A4 (en) 2015-10-14
BR112014016279A8 (pt) 2017-07-04
CA2856723C (en) 2021-09-07
EP2809934A2 (en) 2014-12-10
SG11201403118SA (en) 2014-09-26
WO2013154649A3 (en) 2014-03-20
EP3557074A1 (en) 2019-10-23
RU2014134790A (ru) 2016-03-20
SG10201911799YA (en) 2020-01-30
SG10201706005SA (en) 2017-08-30
CA2856723A1 (en) 2013-10-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2637159C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2631953C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2676150C1 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
US11585276B2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20180045120A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
RU2630628C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и характерными особенностями опоры подшипников
US10240526B2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US9845726B2 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US9726019B2 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
RU2630626C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников
US20130318998A1 (en) Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine
JP2015163793A (ja) ガスタービンエンジンの性能向上方法
US8632301B2 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US20140130479A1 (en) Gas Turbine Engine With Mount for Low Pressure Turbine Section
RU2644602C2 (ru) Конструкция редукторного газотурбинного двигателя, обеспечивающая повышенный кпд
US20160061052A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US9624834B2 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
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
US20160053679A1 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20160053631A1 (en) Gas turbine engine with mount for low pressure turbine section
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
JP2017089645A (ja) 低圧タービンセクションのためのマウントを有するガスタービンエンジン