RU2647287C2 - Конструкция компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents
Конструкция компрессора газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647287C2 RU2647287C2 RU2014119916A RU2014119916A RU2647287C2 RU 2647287 C2 RU2647287 C2 RU 2647287C2 RU 2014119916 A RU2014119916 A RU 2014119916A RU 2014119916 A RU2014119916 A RU 2014119916A RU 2647287 C2 RU2647287 C2 RU 2647287C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- section
- pressure
- compressor
- degree
- low
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- 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
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)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель содержит секцию вентилятора, зубчатую передачу, предназначенную для приведения в действие секции вентилятора, компрессорную секцию и турбинную секцию. Компрессорная секция содержит секцию компрессора низкого давления и секцию компрессора высокого давления. Турбинная секция предназначена для приведения в действие компрессорной секции и зубчатой передачи. Суммарный коэффициент давления, который обеспечивается комбинацией коэффициента давления в указанной секции компрессора низкого давления и коэффициента давления в указанной секции компрессора высокого давления, составляет более чем приблизительно 35. Коэффициент давления в секции компрессора низкого давления составляет от приблизительно 3 до приблизительно 8, при этом коэффициент давления в секции компрессора высокого давления составляет от приблизительно 7 до приблизительно 15. Обеспечивается экономия топлива на 2% и простота конструкции за счет более благоприятного распределения степеней повышения давления между более горячими контурами высокого давления и более холодными контурами низкого давления. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Перекрестные ссылки на родственные заявки
[0001] Настоящая заявка испрашивает приоритет согласно предварительной заявке на патент США №61/604,646, поданной 29 февраля 2012 г., и является частичным продолжением предварительной заявки на патент США №13/337354, поданной 27 декабря 2011 г., озаглавленной «Конструкция компрессора газотурбинного двигателя» (Gas Turbine Engine Compressor Arrangement), которая является частичным продолжением предварительной заявки на патент США №13/294,492, поданной 11 ноября 2011 г., озаглавленной «Конструкция монтажа корпуса компрессора газотурбинного двигателя» (Gas Turbine Engine Compressor Case Mounting Arrangement), которая являлась продолжением предварительной заявки на патент США №11/858,988, поданной 21 сентября 2007 г., озаглавленной «Конструкция монтажа корпуса компрессора газотурбинного двигателя» (Gas Turbine Engine Compressor Case Mounting Arrangement).
Уровень техники
[0002] Настоящее изобретение, в целом, относится к газотурбинному двигателю.
[0003] Газотурбинные двигатели являются известными из уровня техники, в частности, из патентного документа US 2009081035. Такие двигатели обычно содержат компрессор для сжатия воздуха и его подачи далее в секцию камеры сгорания. Воздух в компрессор может перемещать вентилятор. Сжатый воздух смешивается с топливом и сжигается в секции камеры сгорания. Продукты этого сгорания подаются дальше через турбинные роторы, которые приводятся во вращение и обеспечивают мощность двигателя.
[0004] Компрессор содержит роторы, двигающиеся в корпусе компрессора для сжатия воздуха. Обеспечение жестких допусков между роторами и внутренней частью корпуса компрессора облегчает сжатие воздуха.
[0005] Газотурбинные двигатели могут содержать корпус воздухозаборника для направления воздуха в корпус компрессора. Корпус воздухозаборника установлен рядом с секцией вентилятора. Перемещение секции вентилятора, в частности, во время маневров воздушного судна в полете может перемещать корпус воздухозаборника. Некоторые газотурбинные двигатели известного уровня техники предусматривают опору передней части компрессора на корпус воздухозаборника, в то время как задняя часть компрессора опирается на промежуточный корпус. При такой конструкции движение секции вентилятора может вызывать перемещение, по меньшей мере, передней части компрессора относительно других частей компрессора.
[0006] Относительное движение между частями компрессора является неблагоприятным и может вызывать изменения зазоров законцовок лопастей и других зазоров в компрессоре, что может уменьшать индикаторный коэффициент полезного действия компрессора. Кроме того, опора компрессора на корпус воздухозаборника может усложнять доступ к некоторым трубопроводным соединениям вблизи корпуса воздухозаборника.
[0007] Желательно уменьшить относительное перемещение между частями компрессора и упростить доступ к трубопроводным соединениям в газотурбинном двигателе. Кроме того, желательно увеличить коэффициент полезного действия компрессора и, как следствие, двигателя, а также обеспечить простоту их конструкции и экономию топлива.
[0008] Традиционно вентилятор и компрессор низкого давления приводятся в действие одним из двух способов. Во-первых, один тип известного газотурбинного двигателя использует три турбинных секции, одна из которых приводит в действие компрессор высокого давления, ротор второй турбины приводит в действие компрессор низкого давления, а ротор третьей турбины приводит в действие вентилятор. В другой типовой конструкции для привода для компрессора низкого давления и вентилятора используется турбинная секция низкого давления.
[0009] Недавно было предложено использовать зубчатый редуктор для привода вентилятора, при этом турбина низкого давления может вращать, как компрессор низкого давления, так и вентилятор, но с различными скоростями.
Сущность изобретения
[0010] Настоящее изобретение направлено на решение задач, упомянутых в разделе «Уровень техники». В примере осуществления настоящего изобретения газотурбинный двигатель содержит секцию вентилятора, зубчатую передачу, предназначенную для обеспечения привода секции вентилятора, и компрессорную секцию, содержащую секцию компрессора низкого давления и секцию компрессора высокого давления. Турбинная секция предназначена для обеспечения привода компрессорной секции и зубчатой передачи. Суммарная степень повышения давления определяется комбинацией степени повышения давления в секции компрессора низкого давления и степени повышения давления в секции компрессора высокого давления и составляет больше чем приблизительно 35. Степень повышения давления в секции компрессора низкого давления составляет от приблизительно 3 до приблизительно 8. Степень повышения давления в секции компрессора высокого давления составляет от приблизительно 7 до приблизительно 15. Вентилятор предназначен для подачи части воздуха в компрессорную секцию, а части воздуха - в наружный контур двигателя.
[0011] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в секции компрессора низкого давления составляет от приблизительно 4 до приблизительно 8.
[0012] В другом варианте вышеуказанного примера степень повышения давления в секции компрессора низкого давления составляет от приблизительно 4 до приблизительно 6.
[0013] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в компрессоре высокого давления составляет от приблизительно 8 до приблизительно 15.
[0014] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в секции компрессора высокого давления составляет от приблизительно 8 до приблизительно 10.
[0015] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления суммарная степень повышения давления больше или равна приблизительно 50.
[0016] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень двухконтурности определяется как объем воздуха, проходящего к наружному контуру двигателя, по сравнению с объемом воздуха, проходящего в компрессорную секцию, и больше или равна приблизительно 8.
[0017] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления турбинная секция содержит турбину низкого давления, имеющую 4 или 5 ступеней, и при этом турбина низкого давления приводит в действие компрессор низкого давления.
[0018] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления турбинная секция содержит двухступенчатую турбину высокого давления, при этом указанная турбина высокого давления приводит в действие секцию компрессора высокого давления.
[0019] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в секции вентилятора меньше или равна приблизительно 1,45.
[0020] В следующем примере осуществления газотурбинный двигатель содержит секцию вентилятора с центральной осью. Имеется корпус компрессора для размещения компрессора, а также корпус воздухозаборника, предназначенный для направления воздуха в компрессор. Корпус компрессора в осевом направлении расположен дальше от секции вентилятора, чем корпус воздухозаборника. Между секцией вентилятора и корпусом компрессора проходит опорный элемент, который ограничивает перемещение корпуса компрессора относительно корпуса воздухозаборника. Корпус компрессора содержит переднюю часть и заднюю часть относительно направления движения потока. Задняя часть корпуса компрессора в осевом направлении расположена дальше от корпуса воздухозаборника, чем передняя часть корпуса компрессора. Опорный элемент проходит между секцией вентилятора и передней частью корпуса компрессора, при этом корпус воздухозаборника может быть снят с турбовентиляторного двигателя отдельно от корпуса компрессора.
[0021] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления корпус компрессора содержит секцию компрессора низкого давления и секцию компрессора высокого давления, при этом суммарная степень повышения давления определяется комбинацией секции компрессора низкого давления и секции компрессора высокого давления и больше или равна приблизительно 35.
[0022] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления суммарная степень повышения давления больше или равна приблизительно 40.
[0023] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления суммарная степень повышения давления больше или равна приблизительно 50.
[0024] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в секции компрессора низкого давления составляет от приблизительно 4 до приблизительно 8, а степень повышения давления в секции компрессора высокого давления составляет от приблизительно 8 до приблизительно 15.
[0025] В следующем примере осуществления газотурбинный двигатель содержит секцию вентилятора и компрессорную секцию, содержащую секцию компрессора низкого давления и секцию компрессора высокого давления. Суммарная степень повышения давления больше или равна приблизительно 35 и определяется комбинацией секции компрессора низкого давления и секции компрессора высокого давления. Суммарная степень повышения давления обеспечивается степенью повышения давления в секции компрессора низкого давления, составляющей от приблизительно 3 до приблизительно 8, и степенью повышения давления в секции компрессора высокого давления, составляющей от приблизительно 7 до приблизительно 15, для получения суммарной степени повышения давления. Вентилятор подает часть воздуха в компрессорную секцию, а часть воздуха - в наружный контур двигателя, при этом степень двухконтурности определяется как объем воздуха, проходящего к наружному контуру двигателя, по сравнению с объемом воздуха, проходящего в компрессор, и больше или равна приблизительно 8. Степень повышения давления в указанной секции вентилятора меньше или равна приблизительно 1,45.
[0026] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в секции компрессора низкого давления составляет от приблизительно 4 до приблизительно 8.
[0027] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в секции компрессора низкого давления составляет от приблизительно 4 до приблизительно 6.
[0028] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в компрессоре высокого давления составляет от приблизительно 8 до приблизительно 15.
[0029] В другом варианте вышеуказанного примера осуществления степень повышения давления в секции компрессора высокого давления составляет от приблизительно 8 до приблизительно 10.
[0030] Различные признаки и достоинства настоящего изобретения будут очевидными для специалистов в данной области техники из приведенного ниже подробного описания варианта осуществления. Чертежи, прилагаемые к подробному описанию, можно кратко описать следующим образом.
Краткое описание чертежей
[0031] Фиг. 1 - схематический вид в разрезе варианта осуществления газотурбинного двигателя.
[0032] Фиг. 2 - вид в разрезе конструкции монтажа корпуса компрессора, известного из уровня техники. При этом некоторые аспекты не относятся к уровню техники.
[0033] Фиг. 3 - вид в разрезе системы конструкции монтажа корпуса компрессора согласно примерному варианту осуществления настоящего изобретения.
[0034] Фиг. 4 - вид в разрезе в увеличенном масштабе соединения между корпусом воздухозаборника и корпусом компрессора низкого давления в варианте осуществления с фиг. 3.
[0035] Фиг. 5 - график, изображающий разделение степеней повышения давления между секциями компрессоров низкого и высокого давления в варианте осуществления газотурбинного двигателя.
Подробное раскрытие изобретения
[0036] Фиг. 1 схематически иллюстрирует пример осуществления газотурбинного двигателя 10, содержащего (последовательно сообщающиеся по текучей среде) секцию 14 вентилятора, компрессорную секцию 19, которая содержит секцию 18 компрессора низкого давления (или первую компрессорную секцию) и секцию 22 компрессора высокого давления (или вторую компрессорную секцию), камеру 26 сгорания, и турбинную секцию 21, которая содержит турбинную секцию 30 высокого давления (или вторую турбинную секцию) и турбинную секцию 34 низкого давления (или первую турбинную секцию). Газотурбинный двигатель 10 расположен по окружности вокруг оси X двигателя. Во время работы воздух нагнетается в газотурбинный двигатель 10 секцией 14 вентилятора, сжимается компрессорами 18, 22, смешивается с топливом и сжигается в камере 26 сгорания. Газообразные продукты сгорания, образующиеся в камере 26 сгорания, проходят через турбины 30, 34 высокого и низкого давления, где происходит отбор энергии от горячих газообразных продуктов сгорания. Термины компрессор или турбина «высокого давления» означает, что они испытывают более высокое давление, чем соответствующие компрессор или турбина «низкого давления».
[0037] В двухкаскадной конструкции турбина 30 высокого давления использует высвобождающуюся энергию горячих газообразных продуктов сгорания для привода компрессора 22 высокого давления посредством высокооборотного вала 38, а турбина 34 низкого давления использует высвобождающуюся энергию горячих газообразных продуктов сгорания для привода компрессора 18 низкого давления и секции 14 вентилятора посредством низкооборотного вала 42. Однако изобретение не ограничено описанной двухкаскадной конструкцией газотурбинного двигателя и может быть использовано с другими конструкциями, в частности, с однокаскадной осевой конструкцией, с трехкаскадной осевой конструкцией и с другими конструкциями. При этом существуют различные типы газотурбинных двигателей, для многих из которых могут быть полезными описанные здесь примеры, не ограниченные представленной конструкцией.
[0038] Пример осуществления газотурбинного двигателя 10 представлен в виде газотурбинного двигателя с высокой степенью двухконтурности, установленного в гондоле или корпусе 46 вентилятора, который окружает корпус 50 двигателя с расположенным в нем внутренним контуром 54. Значительное количество воздуха, сжатое секцией 14 вентилятора, пропускается по внутреннему контуру 54 для генерирования силы тяги. Воздушный поток, поступающий в секцию 14 вентилятора, может обходить внутренний контур 54 по наружному каналу 58 вентилятора, образованному между корпусом 46 вентилятора и корпусом 50 двигателя для приема и направления выходного воздушного потока F1. Конструкция с высокой степенью двухконтурности позволяет получать значительную величину тяги для обеспечения энергией воздушного судна.
[0039] Газотурбинный двигатель 10 может содержать зубчатый механизм 62 для управления скоростью вращения секции 14 вентилятора. Зубчатый механизм 62 может представлять собой любую известную зубчатую передачу, в частности, планетарную передачу с вращающимися планетарными шестернями, планетарную передачу с невращающимися планетарными шестернями или планетарную передачу другого типа. Низкооборотный вал 42 может приводить в действие зубчатый механизм 62. В раскрытом примере зубчатый механизм 62 имеет постоянное передаточное отношение. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве примера предлагаемого газотурбинного двигателя 10 с зубчатой передачей. Таким образом, аспекты изобретения могут быть использованы для традиционных турбовентиляторных двигателей, а также для других конструкций двигателя.
[0040] В одном примере двигатель 10 представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В другом примере степень двухконтурности двигателя 10 составляет более чем приблизительно шесть (6), например, более чем приблизительно десять (10), при этом зубчатый механизм 62 представляет собой эпициклический зубчатый механизм, в частности, планетарную передачу или другую зубчатую передачу с передаточным числом, превышающим приблизительно 2.3, а турбина 34 низкого давления имеет степень повышения давления, которая составляет более чем приблизительно 5. В одном примере зубчатый механизм 62 содержит солнечное зубчатое колесо, кольцевое зубчатое колесо и промежуточные зубчатые колеса, которые расположены по окружности вокруг солнечного зубчатого колеса и входят в зацепление с солнечным зубчатым колесом и кольцевым зубчатым колесом. Промежуточные зубчатые колеса представляют собой звездные (планетарные) шестерни, предназначенные для вращения вокруг оси X. Солнечное зубчатое колесо опирается на низкооборотный вал 38, а кольцевое зубчатое колесо соединяется с вентилятором 14.
[0041] В одном из раскрытых вариантов осуществления степень двухконтурности двигателя 10 составляет более чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно превышает диаметр компрессора 18 низкого давления, а турбина 34 низкого давления имеет степень повышения давления, которая составляет более чем приблизительно 5:1. Степень повышения давления турбины 34 низкого давления представляет собой отношение давления, измеренного перед входом турбины 34 низкого давления, к давлению на выходе турбины 34 низкого давления перед реактивным соплом. Зубчатый механизм 62 может представлять собой эпициклический зубчатый механизм, в частности, планетарную передачу или другую зубчатую передачу, с передаточным числом, большим, чем приблизительно 2,3:1. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры относятся только к приведенному в качестве примера варианту осуществления зубчатого механизма двигателя и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, содержащих турбовентиляторы с прямым приводом.
[0042] Значительная величина тяги обеспечивается потоком наружного контура, проходящим по наружному каналу 58, благодаря высокой степени двухконтурности. Секция 14 вентилятора двигателя 10 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 известный как «крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге» (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption) - представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий отношению количества топлива в фунтах массы (Ibm), сжигаемого в час, к тяге, развиваемой двигателем в этой минимальной точке, в фунтах-сила (Ibf). «Нижняя степень повышения давления вентилятора» представляет собой степень повышения давления только на лопатке вентилятора без системы выходных направляющих лопаток вентилятора (FEGV, от англ. Fan Exit Guide Vane). Нижняя степень повышения давления в вентиляторе согласно одному раскрытому в данном описании неограничительному варианту осуществления составляет менее чем приблизительно 1,45. «Нижняя приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в футах в секунду, поделенную на промышленную стандартную температурную поправку [(Токружающая град. R)/518,7)^0,5]. «Нижняя приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно раскрываемому в данном описании одному неограничительному варианту осуществления составляет менее чем приблизительно 1150 футов в секунду. Вышеуказанные параметры двигателя 20 приведены в качестве примера.
[0043] На фиг. 2 показан в качестве примера корпус 50 двигателя, который обычно содержит, по меньшей мере, часть корпуса 64 воздухозаборника, часть корпуса 66 компрессора низкого давления и часть промежуточного корпуса 76. Корпус 64 воздухозаборника направляет воздух в корпус 66 компрессора низкого давления. Корпус 66 компрессора низкого давления в примере газотурбинного двигателя 80, известного из уровня техники, служит опорой для множества неподвижных спрямляющих лопаток 68 компрессора. Следует отметить, что секция 18 компрессора низкого давления и секция 22 компрессора высокого давления, а также конструкция ротора 70 низкого давления и ротора 170 высокого давления соответственно не известны из уровня техники. Ротор 70 низкого давления вращается вокруг центральной оси X и при помощи неподвижных спрямляющих лопаток 68 компрессора помогает сжимать воздух, проходящий через корпус 66 компрессора низкого давления. За компрессором низкого давления воздух входит в секцию компрессора 22 высокого давления и еще больше сжимается его ротором 170. Монтаж компрессора, как показано на фиг. 2, известен из уровня техники, однако конструкция секции компрессора 18 низкого давления и секции компрессора 22 высокого давления, а также роторов 70 и 170 не относятся к известному уровню техники.
[0044] Промежуточный корпус 76 к корпусу 46 вентилятора прикреплен множеством лопаток 72 направляющего аппарата. Ранее каждая лопатка 72 направляющего аппарата имела, по меньшей мере, заднее крепление 74 и переднее крепление 78. Заднее крепление 74 обеспечивает соединение с промежуточным корпусом 76, в то время как переднее крепление 78 обеспечивает соединение с корпусом 64 воздухозаборника. При этом корпус компрессора 66 низкого давления будет опираться на промежуточный корпус 76 и корпус 64 воздухозаборника.
[0045] Согласно уровню техники зона 82 трубопроводных соединений расположена между задним креплением 74 и передним креплением 78. Зона 82 трубопроводных соединений содержит соединения, используемые для технического обслуживания и ремонта газотурбинного двигателя 80, в частности, разъемы трубопровода сжатого воздуха, маслопровода и т.п. Переднее крепление 78 проходит к корпусу 64 воздухозаборника по меньшей мере от одной из лопаток 72 направляющего аппарата и закрывает части зоны 82 трубопроводных соединений. Делитель 86 потока от вентилятора типа крышки обычно присоединяется к переднему креплению 78 для защиты зоны 82 трубопроводных соединений.
[0046] В примере осуществления настоящего изобретения, показанном на фиг. 3, в газотурбинном двигателе 90 переднее крепление 78 соединяется с передней частью корпуса 66 компрессора низкого давления. В этом примере переднее крепление 78 проходит от спрямляющей лопатки 72, чтобы служить опорой для корпуса 66 компрессора низкого давления. Переднее крепление 78 и спрямляющая лопатка 72 действуют совместно, образуя опорный элемент для корпуса 66 компрессора низкого давления. Зона 82 трубопроводных соединений (которая содержит соединения, применяемые для технического обслуживания и ремонта газотурбинного двигателя 90, в частности, разъемы трубопровода сжатого воздуха, маслопровода и т.п.) расположена перед передним креплением 78, что упрощает доступ в эту зону 82 трубопроводных соединений. В отличие от этого зона трубопроводных соединений в вариантах осуществления известного уровня техники обычно располагалась между задним креплением и передним креплением, при этом переднее крепление обычно проходило до корпуса воздухозаборника по меньшей мере от одной из спрямляющих лопаток, закрывая, таким образом, части зоны трубопроводных соединений, что затрудняло доступ к ней; эта усложненная конструкция еще больше усложнялась делителем потока от вентилятора типа крышки, который обычно присоединяется к переднему креплению для защиты зоны трубопроводных соединений.
[0047] В варианте осуществления, показанном на фиг. 3, оператор может иметь непосредственный доступ в зону 82 трубопроводных соединений после удаления делителя 86 потока от вентилятора. Зона 82 трубопроводных соединений обычно обеспечивает доступ к системе 82а смазки, к системе 82b подачи сжатого воздуха или к обеим указанным системам. Система 82а смазки и система 82b подачи сжатого воздуха обычно сообщаются по текучей среде с зубчатым механизмом 62.
[0048] Техническое обслуживание и ремонт зубчатого механизма 62 могут требовать снятия зубчатого механизма 62 с двигателя 90. Расположение зоны 82 трубопроводных соединений спереди от переднего крепления 78 упрощает техническое обслуживание и снятие зубчатого механизма 62 с других частей двигателя 90. При этом, например, слив масла из зубчатого механизма 62, предшествующий снятию, может осуществляться через зону 82 трубопроводных соединений. Зона 82 трубопроводных соединений обычно снимается вместе с зубчатым механизмом 62. Таким образом, конструкция может обеспечить снятие зубчатого механизма 62 на крыле или снятие корпуса 64 воздухозаборника с газотурбинного двигателя 90 отдельно от корпуса 66 компрессора низкого давления. Это уменьшает время, необходимое для подготовки двигателя к длительной коммерческой эксплуатации, и экономит оператору время и деньги.
[0049] Присоединение переднего крепления 78 к корпусу 66 компрессора низкого давления помогает поддерживать положение ротора 70 относительно внутренней части корпуса 66 компрессора низкого давления во время вращения вентилятора, даже в случае перемещения секции 14 вентилятора. В этом примере промежуточный корпус 76 служит опорой задней части корпуса 66 компрессора низкого давления вблизи клапана 75 перепуска сжатого воздуха.
[0050] Как показано на фиг. 4, уплотнение 88, в частности, уплотнение с W-образным сечением, может ограничивать перемещение текучей среды между корпусом 64 воздухозаборника и корпусом 66 компрессора низкого давления. В этом примере уплотнение 88 образует общую границу между корпусом 64 воздухозаборника и корпусом 66 компрессора низкого давления, допуская, однако, некоторое перемещение между этими корпусами.
[0051] На фиг. 5 показан новый делитель, который изобретен для повышения эффективности расхода топлива турбовентиляторным двигателем с зубчатой передачей и вентилятором 14, соединенным с компрессором 18 низкого давления при помощи устройства для уменьшения скорости вращения, в частности, редуктора 62. Поскольку зубчатый редуктор 62 установлен между вентилятором 14 и компрессором 18 низкого давления, скорость вращения компрессора низкого давления можно увеличить относительно традиционной двухкаскадной конструкции с прямым приводом. Это создает свободу разделения величины сжатия между секцией 18 низкого давления и секцией 22 высокого давления, что можно уникально использовать для повышения эффективности расхода топлива турбовентиляторным двигателем с зубчатой передачей, показанным на фиг. 1 и 2. Как показано на фиг. 5, этот полученный в результате делитель существенно отличается от исторических двух- и трехкаскадных конструкций с прямым приводом.
[0052] Следует отметить, что, хотя зубчатый механизм 62 показан в осевом направлении рядом с вентилятором 14, он может быть расположен дальше от него по направлению течения потока, и даже за турбинной секцией 34 низкого давления. Как известно, зубчатый механизм 62, показанный на фиг. 2 и 3, может обеспечивать вращение вентилятора 14 в том же или противоположном направлении, что и роторы 70 и 170 компрессора.
[0053] Из уровня техники известно, что суммарная степень повышения давления (при измерении на уровне моря и при полной статической взлетной тяге) предпочтительно составляет по меньшей мере 35:1, более предпочтительно - превышает приблизительно 40:1 и еще более предпочтительно - приблизительно 50:1. Таким образом, после подъема давления вентилятором 14 перед компрессором 18 низкого давления давление воздуха, поступающего в компрессорную секцию 18 низкого давления, должно быть увеличено не менее чем в 35 раз, к моменту его выхода из секции 22 компрессора высокого давления. Это повышение давления компрессорами низкого и высокого давления далее называется степенью повышения давления турбокомпрессора.
[0054] На фиг. 5 показано, каким образом достигнута эта высокая степень повышения давления в двух типах двигателей, известных из уровня техники, по сравнению с конструкцией двигателя, предложенной заявителем.
[0055] Область S1 показывает обычную работу трехкаскадной конструкции, рассмотренной в разделе «Уровень техники». Степень повышения давления компрессора низкого давления (т.е. давление на выходе компрессора низкого давления, деленное на давление на входе компрессора низкого давления) составляет более 8 и потенциально до 15. Таким образом, если давление на входе компрессора низкого давления равно 1, оно увеличивается от 8 до 15 раз.
[0056] Как можно видеть далее, в такой конструкции требуется только очень низкая степень повышения давления компрессора высокого давления (т.е. давление на выходе компрессора высокого давления, деленное на давление на входе компрессора высокого давления), достаточно лишь 5, чтобы получить суммарную степень повышения давления турбокомпрессора более 35. Так, например, если степень повышения давления компрессора низкого давления равна 10, а степень повышения давления компрессора высокого давления равна 3,5, то суммарная степень повышения давления (ССПД) составит (10)(3,5)=35. Кроме того, трехкаскадная конструкция требует сложных элементов для обеспечения опоры трех концентрических каскадов.
[0057] Другой конструкции, известной из уровня техники, соответствует область S2. Область S2 отображает типичное разделение степеней повышения давления в типичной двухкаскадной конструкции с прямым приводом вентилятора. Как можно видеть, вследствие непосредственного соединения вентилятора с компрессором низкого давления имеется лишь небольшая степень свободы для скорости вращения компрессора низкого давления. Поэтому компрессор низкого давления может выполнять только малую часть от общего повышения давления. Как показано на чертеже, эта сжатие обычно меньше чем в 4 раза. С другой стороны, компрессор высокого давления должен обеспечивать сжатие обычно больше чем в 20 раз, чтобы достичь ССПД, равную 40 (или 50).
[0058] Таким образом, область S2 приводит к созданию нежелательно высокой нагрузки на компрессоре высокого давления, что, в свою очередь, создает трудности для монтажа контура высокого давления. Иными словами, система прямого привода, которая определяет область S2, создает нежелательную величину нагрузки и нежелательный объем инженерно-технических работ для надлежащего монтажа контура высокого давления с целью обеспечения таких высоких степеней повышения давления.
[0059] Разделение давления между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, предложенное заявителем, показано в области S3. Вентилятор приводится во вращение со скоростью, отличной от скорости вращения компрессора низкого давления, при этом в секции компрессора низкого давления можно получить более высокую степень повышения давления, чем в случае области S2. При этом, как показано на чертеже, степень повышения давления в турбине низкого давления может составлять от 4 до 8. Это делает достаточным сжатие в компрессоре высокого давления всего лишь от 8 до 15 раз.
[0060] Область S3 представляет собой конструктивный признак, который позволяет турбовентиляторному двигателю с зубчатым механизмом, показанному на фиг. 1 и 2, обеспечивать очень высокую ССПД турбокомпрессора, исключая при этом сложности, связанные с традиционными трех- и двухкаскадными конструкциями с прямым приводом. Область S3 представляет собой усовершенствование по сравнению с обеими областями S1 и S2. Так, например, в области S3 обеспечивается повышение топливной эффективности на 3-4% по сравнению с областью S1. При этом в области S3 обеспечивается экономия топлива на 4-5% по сравнению с областью S2.
[0061] Фактически, по сравнению с газотурбинным двигателем, имеющим редукторный привод, но работающим со степенями повышения давления в области S2, экономия расхода топлива в области S3 составляет 2%.
[0062] Таким образом, область S3 уменьшает расход топлива и обеспечивает простоту конструкции за счет более благоприятного распределения степеней повышения давления между более горячими контурами высокого давления и более холодными контурами низкого давления.
[0063] Иными словами, настоящее изобретение обеспечивает комбинацию компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, которые совместно обеспечивают ССПД, составляющую более, чем приблизительно 35, в некоторых
вариантах осуществления - более чем приблизительно 40, в некоторых других вариантах осуществления - более чем приблизительно 50 и в некоторых других вариантах осуществления - до приблизительно 70. Такая высокая ССПД достигается благодаря выгодной комбинации степени повышения давления в компрессоре низкого давления, составляющей от приблизительно 4 до приблизительно 8, в сочетании с дополнительной степенью повышения давления в компрессоре высокого давления, составляющей от приблизительно 8 до приблизительно 15.
[0064] Дополнительное снижение расхода топлива можно получить благодаря тому, что вентилятор может создавать низкое давление и иметь степень повышения давления, которая меньше или равна приблизительно 1,45. Степень двухконтурности, определяемая как объем воздуха, проходящего в наружный канал 58, по сравнению с объемом воздушного потока во внутреннем контуре, является большей или равной приблизительно 8 при крейсерской мощности двигателя. Компрессор низкого давления может иметь степень повышения давления от 3 до 8 и в более узких пределах - от 4 до 6, а также может иметь привод от 4- или 5-ступенчатой турбины низкого давления. Ротор компрессора высокого давления может иметь номинальную степень повышения давления от 7 до 15, в более узких пределах - от 8 до 10 и может иметь привод от 2-ступенчатой турбины высокого давления. Газотурбинный двигатель, работающий с этими эксплуатационными параметрами, обладает преимуществами по сравнению с уровнем техники.
[0065] В описании раскрыт вариант осуществления настоящего изобретения, однако для специалиста в данной области техники очевидно, что в это изобретение в пределах его объема могут быть внесены некоторые модификации. По этой причине следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить истинный объем и содержание этого изобретения.
Claims (27)
1. Газотурбинный двигатель (10), содержащий:
секцию (14) вентилятора;
зубчатую передачу (62), предназначенную для обеспечения привода секции (14) вентилятора;
компрессорную секцию (19), содержащую секцию (18) компрессора низкого давления и секцию (22) компрессора высокого давления;
турбинную секцию (21), предназначенную для обеспечения привода компрессорной секции (19) и зубчатой передачи (62);
при этом суммарная степень повышения давления:
обеспечена комбинацией степени повышения давления в указанной секции (18) компрессора низкого давления и степени повышения давления в указанной секции (22) компрессора высокого давления; и
составляет более чем 35,
при этом степень повышения давления в указанной секции (18) компрессора низкого давления составляет от 3 до 8,
при этом степень повышения давления в указанной секции (22) компрессора высокого давления составляет от 7 до 15; и
при этом указанный вентилятор предназначен для подачи части воздуха в указанную компрессорную секцию (19) и части воздуха в наружный контур (58) двигателя (10).
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором указанная степень повышения давления в указанной секции компрессора низкого давления составляет от 4 до 8.
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором указанная степень повышения давления в указанной секции компрессора низкого давления составляет от 4 до 6.
4. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором указанная степень повышения давления в указанном компрессоре высокого давления составляет от 8 до 15.
5. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором указанная степень повышения давления в указанной секции компрессора высокого давления составляет от 8 до 10.
6. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором указанная суммарная степень повышения давления больше или равна 50.
7. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором степень двухконтурности, определяемая как объем воздуха, проходящего в указанный наружный контур двигателя, по сравнению с объемом воздуха, проходящего в компрессорную секцию, является большей или равной 8.
8. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором турбинная секция содержит турбину низкого давления, которая имеет 4 или 5 ступеней и выполнена с возможностью приведения в действие привода компрессора низкого давления.
9. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором турбинная секция содержит двухступенчатую турбину высокого давления, которая выполнена с возможностью приведения в действие секции компрессора высокого давления.
10. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором степень повышения давления в указанной секции вентилятора меньше или равна 1,45.
11. Газотурбинный двигатель (20), содержащий:
секцию (14) вентилятора;
компрессорную секцию (19), содержащую секцию (18) компрессора низкого давления и секцию (22) компрессора высокого давления;
при этом суммарная степень повышения давления больше или равна 35 и обеспечена комбинацией указанной секции (18) компрессора низкого давления и указанной секции (22) компрессора высокого давления, и при этом указанная суммарная степень повышения давления обеспечена степенью повышения давления в указанной секции (18) компрессора низкого давления, составляющей от 3 до 8, и степенью повышения давления в указанной секции (22) компрессора высокого давления, составляющей от 7 до 15, для обеспечения указанной суммарной степени повышения давления,
при этом указанный вентилятор выполнен с возможностью подачи части воздуха в указанную компрессорную секцию (19) и части воздуха - в наружный контур (58) двигателя (20),
при этом степень двухконтурности, определяемая как объем воздуха, проходящего в указанный наружный контур (58), по сравнению с объемом воздуха, проходящего в указанный компрессор, больше или равна 8, и
при этом степень повышения давления в указанной секции (14) вентилятора меньше или равна 1,45.
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/337,354 US8337147B2 (en) | 2007-09-21 | 2011-12-27 | Gas turbine engine compressor arrangement |
| US13/337,354 | 2011-12-27 | ||
| US201261604646P | 2012-02-29 | 2012-02-29 | |
| US61/604,646 | 2012-02-29 | ||
| PCT/US2012/071614 WO2013101805A1 (en) | 2011-12-27 | 2012-12-26 | Gas turbine engine compressor arrangement |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014119916A RU2014119916A (ru) | 2016-02-20 |
| RU2647287C2 true RU2647287C2 (ru) | 2018-03-15 |
Family
ID=48698587
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014119916A RU2647287C2 (ru) | 2011-12-27 | 2012-12-26 | Конструкция компрессора газотурбинного двигателя |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (2) | EP2937509A1 (ru) |
| JP (6) | JP5676825B2 (ru) |
| CN (1) | CN103764952B (ru) |
| BR (1) | BR112014007438B1 (ru) |
| CA (1) | CA2850225C (ru) |
| RU (1) | RU2647287C2 (ru) |
| WO (1) | WO2013101805A1 (ru) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10240526B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| 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 |
| US9845726B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| US10125693B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
| US9915225B2 (en) * | 2015-02-06 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine |
| FR3032495B1 (fr) * | 2015-02-09 | 2017-01-13 | Snecma | Ensemble de redressement a performances aerodynamiques optimisees |
| CA2945264A1 (en) * | 2015-11-05 | 2017-05-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with mount for low pressure turbine section |
| CA2945265A1 (en) * | 2015-11-09 | 2017-05-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| US11111858B2 (en) * | 2017-01-27 | 2021-09-07 | General Electric Company | Cool core gas turbine engine |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6134880A (en) * | 1997-12-31 | 2000-10-24 | Concepts Eti, Inc. | Turbine engine with intercooler in bypass air passage |
| RU2302545C2 (ru) * | 2002-03-01 | 2007-07-10 | Дженерал Электрик Компани | Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления |
| US20090081035A1 (en) * | 2007-09-21 | 2009-03-26 | Merry Brian D | Gas turbine engine compressor case mounting arrangement |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3747343A (en) * | 1972-02-10 | 1973-07-24 | United Aircraft Corp | Low noise prop-fan |
| US4896499A (en) * | 1978-10-26 | 1990-01-30 | Rice Ivan G | Compression intercooled gas turbine combined cycle |
| FR2645911B1 (fr) * | 1989-04-18 | 1991-06-07 | Snecma | Moteur a grand taux de dilution a soufflante amont et soufflante aval |
| JP2005226584A (ja) * | 2004-02-13 | 2005-08-25 | Honda Motor Co Ltd | コンプレッサ及びガスタービンエンジン |
| EP1825117B1 (en) * | 2004-12-01 | 2012-06-13 | United Technologies Corporation | Turbine engine with differential gear driven fan and compressor |
| 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 |
| US20090293495A1 (en) * | 2008-05-29 | 2009-12-03 | General Electric Company | Turbine airfoil with metered cooling cavity |
| US20110167792A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-07-14 | James Edward Johnson | Adaptive engine |
| US8256229B2 (en) * | 2010-04-09 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Rear hub cooling for high pressure compressor |
-
2012
- 2012-12-26 EP EP15166722.7A patent/EP2937509A1/en active Pending
- 2012-12-26 CA CA2850225A patent/CA2850225C/en active Active
- 2012-12-26 BR BR112014007438-0A patent/BR112014007438B1/pt active IP Right Grant
- 2012-12-26 RU RU2014119916A patent/RU2647287C2/ru active
- 2012-12-26 JP JP2014528712A patent/JP5676825B2/ja active Active
- 2012-12-26 CN CN201280043777.5A patent/CN103764952B/zh active Active
- 2012-12-26 WO PCT/US2012/071614 patent/WO2013101805A1/en active Application Filing
- 2012-12-26 EP EP12861657.0A patent/EP2776677B1/en not_active Revoked
-
2014
- 2014-03-04 JP JP2014041087A patent/JP5805809B2/ja active Active
-
2015
- 2015-06-09 JP JP2015116196A patent/JP6290137B2/ja active Active
-
2017
- 2017-02-13 JP JP2017023762A patent/JP6386604B2/ja active Active
-
2018
- 2018-08-09 JP JP2018149869A patent/JP6560418B2/ja active Active
-
2019
- 2019-07-18 JP JP2019132341A patent/JP2019190467A/ja active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6134880A (en) * | 1997-12-31 | 2000-10-24 | Concepts Eti, Inc. | Turbine engine with intercooler in bypass air passage |
| RU2302545C2 (ru) * | 2002-03-01 | 2007-07-10 | Дженерал Электрик Компани | Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления |
| US20090081035A1 (en) * | 2007-09-21 | 2009-03-26 | Merry Brian D | Gas turbine engine compressor case mounting arrangement |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| ВЬЮНОВ С.А. и др. Под. общ. ред. Д. В. Хронина. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей: Учебник для студентов вузов по специальности "Авиационные двигатели и энергетические установки". М., Машиностроение, 1989, с. 58-61, табл. 3.2, с. 542-549. * |
| ВЬЮНОВ С.А. и др. Под. общ. ред. Д. В. Хронина. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей: Учебник для студентов вузов по специальности "Авиационные двигатели и энергетические установки". М., Машиностроение, 1989, с. 58-61, табл. 3.2, с. 542-549. НИХАМКИН М.А., ЗАЛЬЦМАН М.М. Конструкция основных узлов двигателя ПС90А. Пермь, 1997, с. 5, 22. * |
| НИХАМКИН М.А., ЗАЛЬЦМАН М.М. Конструкция основных узлов двигателя ПС90А. Пермь, 1997, с. 5, 22. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP5676825B2 (ja) | 2015-02-25 |
| EP2776677A1 (en) | 2014-09-17 |
| JP5805809B2 (ja) | 2015-11-10 |
| JP6560418B2 (ja) | 2019-08-14 |
| JP2019190467A (ja) | 2019-10-31 |
| BR112014007438A2 (pt) | 2017-04-04 |
| JP6290137B2 (ja) | 2018-03-07 |
| CN103764952A (zh) | 2014-04-30 |
| WO2013101805A1 (en) | 2013-07-04 |
| JP6386604B2 (ja) | 2018-09-05 |
| JP2015163794A (ja) | 2015-09-10 |
| RU2014119916A (ru) | 2016-02-20 |
| JP2017133516A (ja) | 2017-08-03 |
| CN103764952B (zh) | 2016-06-08 |
| JP2014529707A (ja) | 2014-11-13 |
| JP2018197549A (ja) | 2018-12-13 |
| JP2014156861A (ja) | 2014-08-28 |
| EP2937509A1 (en) | 2015-10-28 |
| EP2776677A4 (en) | 2014-10-08 |
| CA2850225A1 (en) | 2013-07-04 |
| BR112014007438B1 (pt) | 2021-08-10 |
| EP2776677B1 (en) | 2015-06-24 |
| CA2850225C (en) | 2015-10-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2647287C2 (ru) | Конструкция компрессора газотурбинного двигателя | |
| US11846238B2 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| US8596965B2 (en) | Gas turbine engine compressor case mounting arrangement | |
| US8449247B1 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| US11952947B2 (en) | Hybrid electric fan with stall free low pressure compressor | |
| US8337147B2 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| US20140157757A1 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| RU2630626C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников | |
| US20140165534A1 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| US20140157756A1 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| US20140157752A1 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| US20140157753A1 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| US20140157755A1 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| EP2592235A2 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
| US20230332546A1 (en) | Gearbox arrangement for close to constant speed accessories |