RU2659133C2 - Турбовентиляторный редукторный двигатель, оснащенный системой низкого давления для контроля за средой летательного аппарата - Google Patents

Турбовентиляторный редукторный двигатель, оснащенный системой низкого давления для контроля за средой летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2659133C2
RU2659133C2 RU2015125369A RU2015125369A RU2659133C2 RU 2659133 C2 RU2659133 C2 RU 2659133C2 RU 2015125369 A RU2015125369 A RU 2015125369A RU 2015125369 A RU2015125369 A RU 2015125369A RU 2659133 C2 RU2659133 C2 RU 2659133C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compartment
compressor
turbine
low pressure
outlet
Prior art date
Application number
RU2015125369A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015125369A (ru
Inventor
Фредерик М. ШВАРЦ
Габриэль Л. СУСЬЮ
Original Assignee
Фредерик М. ШВАРЦ
Габриэль Л. СУСЬЮ
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 Фредерик М. ШВАРЦ, Габриэль Л. СУСЬЮ filed Critical Фредерик М. ШВАРЦ
Publication of RU2015125369A publication Critical patent/RU2015125369A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2659133C2 publication Critical patent/RU2659133C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas- turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • 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
    • 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
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • 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
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • 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
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • 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
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Abstract

Изобретение относится к авиации. Газотурбинный двигатель в сборе содержит вентиляторное отделение, компрессорное отделение, камеру сгорания, пилон. Двигатель также содержит систему низкого давления (30) для контроля за средой летательного аппарата. Упомянутая система (30) содержит отвод высокого давления (34) в области высокого давления в главном компрессорном отделении и отвод низкого давления (32) в области низкого давления. Отвод низкого давления (32) связан с первым воздуховодом (36), ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению (54) турбокомпрессора (42). Отвод высокого давления (34) ведет в турбинное отделение (52) турбокомпрессора (42) так, что воздух в отводе высокого давления (34) приводит турбинное отделение (52), которое, в свою очередь, приводит компрессорное отделение (54) турбокомпрессора. Объединенный выход (44) компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора смешивает и пропускает выходной поток для доставки и использования его на борту воздушного судна. Система также содержит клапан (38), расположенный между отводом низкого давления (32) и компрессорным отделением (54) турбокомпрессора (42). Изобретение повышает эффективность двигателя. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится к авиационной системе кондиционирования воздуха, которая отводит сжатый воздух высокого и низкого давления для использования на воздушных судах.
Системы кондиционирования воздуха, связанные с воздушными суднами, известны. Обычно, эти системы отводят воздух от газотурбинного двигателя воздушного судна и направляют его в кабину воздушного судна, а также для другого использования воздуха на воздушных судах.
Системы, как правило, отводят сжатый воздух низкого давления из области компрессора низкого давления, а сжатый воздух высокого давления из области компрессора высокого давления. Второе используется в определенные моменты во время работы газотурбинного двигателя, в зависимости от потребности, и доступного воздуха.
В известном уровне техники, при отведении воздуха высокого давления, он имеет очень высокую температуру. То есть необходимо осуществлять охлаждение воздуха. Таким образом, обычным является наличие в некоторой форме промежуточного охладителя или теплообменника.
К тому же, сжатый воздух высокого давления уже был сжат более уровня сжатого воздуха низкого давления. Чем больше сжатого воздуха высокого давления отводится от потребности двигателя, тем ниже эффективность двигателя.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В известном варианте реализации изобретения газотурбинный двигатель содержит вентиляторное отделение, поставляющее воздух в главное компрессорное отделение. Главное компрессорное отделение сжимает воздух и поставляет воздух в камеру сгорания. Продукты горения проходят от камеры сгорания через турбинное отделение для привода вентиляторного отделения и главных компрессорных отделений. Редуктор приводится в движение турбиной отделения для привода вентиляторного отделения. Газотурбинный двигатель удерживается пилоном. Система кондиционирования воздуха содержит отвод высокого давления в область наличия высокого давления в главном компрессорном отделении и отвод низкого давления в область низкого давления. Область низкого давления находится под более низким давлением, чем область высокого давления. Отвод низкого давления связан с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению турбокомпрессора. Отвод высокого давления ведет в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит в движение турбинное отделение, приводящее, в свою очередь, компрессорное отделение турбокомпрессора. Пилон содержит нижнюю поверхность, однако отвод высокого давления не пролегает по плоскости, в том числе, по нижней плоскости. Объединенный выхлоп компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора смешивается и направляется ниже для доставки и использования воздушным судном.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с предшествующим вариантом реализации изобретения редуктор обеспечивает передаточное отношение по меньшей мере около 2,0.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любым из предшествующих вариантов реализации изобретения турбинное отделение содержит приводную турбину вентилятора, которая приводит в движение редуктор и одну из главных компрессорных отделений.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения главное компрессорное отделение содержит первое компрессорное отделение и второе компрессорное отделение, причем первое компрессорное отделение содержит по меньшей мере четыре (4) ступени и не более чем семь (7) ступеней.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения отбираемый воздух берется из по меньшей мере четвертой ступени первого компрессорного отделения.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения турбинное отделение содержит первое турбинное отделение, приводящее компрессор высокого давления, среднее турбинное отделение, приводящее компрессор низкого давления, и третье турбинное отделение, приводящее вентиляторное отделение.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения главное компрессорное отделение содержит первое компрессорное отделение и второе компрессорное отделение, причем первое компрессорное отделение содержит по меньшей мере три (3) ступени и не более чем восемь (8) ступеней.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения обтираемый воздух берется из по меньшей мере третьей ступени первого компрессорного отделения.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится управляющий клапан, гидравлически связанный с входом в компрессор турбокомпрессора.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится датчик, генерирующий данные о скорости турбины турбокомпрессора.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится тормоз для управления вращением турбины турбокомпрессора в соответствии с определением условий превышения скорости.
В другом известном варианте реализации изобретения авиационная система кондиционирования воздуха содержит отвод высокого давления для связи с областью высокого давления в главном компрессорном отделении, связанном с двигателем воздушного судна, причем отвод низкого давления связывается с областью низкого давления в главном компрессорном отделении. Область низкого давления находится под более низким давлением, чем область высокого давления. Отвод низкого давления связывается с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию, и компрессорному отделению турбокомпрессора. Отвод высокого давления ведет в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит в движение турбинное отделение, которое, в свою очередь, приводит в движение компрессорное отделение турбокомпрессора. Отвод высокого давления располагается ниже плоскости, включая нижнюю поверхность пилона, удерживающего главное компрессорное отделение, связанное с двигателем воздушного судна. Объединенный выхлоп компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора смешивается и направляется ниже для доставки и использования в нуждах воздушного судна.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с предшествующим вариантом реализации изобретения обратный клапан располагается в первом воздуховоде, связанном с отводом низкого давления.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения управляющий клапан располагается на отводе высокого давления и может быть закрыт для пропуска воздуха через первый воздуховод, связанный с отводом низкого давления, или для сохранения прохода воздуха через компрессорное отделение турбокомпрессора при открытом управляющем клапане.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения предусматривается резервный клапан, который закроется, если управляющий клапан, связанный с отводом высокого давления, выйдет из строя.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения резервный клапан позиционируется на выходном потоке в области, в которой первый воздуховод и объединенный выхлоп объединяются в общий воздуховод.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится управляющий клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится датчик, генерирующий данные о скорости турбинного отделения турбокомпрессора.
В другом варианте реализации изобретения в соответствии с любыми предшествующими вариантами реализации изобретения содержится тормоз для управления вращением турбины турбокомпрессора в соответствии с условиями превышения скорости.
Хотя различные примеры имеют определенные компоненты, показанные в иллюстрациях, варианты реализации изобретения настоящего описания не ограничиваются этими отдельными комбинациями. Возможно использование некоторых компонентов или деталей из одного примера в комбинации с деталями или компонентами из некоторого другого примера.
Эти и другие особенности, описанные здесь, могут быть наилучшим образом понятны из последующего описания и иллюстраций, следующее из которых является кратким описанием.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ
Фигура 1А схематически иллюстрирует вариант реализации изобретения газотурбинного двигателя.
Фигура 1Б схематически иллюстрирует другой газотурбинный двигатель.
Фигура 2 иллюстрирует вариант реализации изобретения авиационной системы кондиционирования воздуха.
Фигура 3 иллюстрирует схему системы по Фигуре 2.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Газотурбинный двигатель 210 проиллюстрирован на Фигуре 1А. Как показано, двигатель 210 содержит вентилятор 250 (который содержит множество лопастей вентилятора 20), главное компрессорное отделение 254 (которое содержит компрессор низкого давления 256 и компрессор высокого давления 258), камеру сгорания 260 и турбинное отделение 262 (которое содержит турбину высокого давления 264 и турбину низкого давления 266). Компрессор высокого давления 258 приводится в движение при помощи первого шкива 268 турбиной высокого давления 264. Компрессор низкого давления 256 приводится вторым шкивом 270, турбиной низкого давления 266. Также турбиной низкого давления 266 приводятся лопасти вентилятора 20 вентилятора 250, поскольку вентилятор связан со вторым шкивом 270 при помощи редукторной конструкции 272.
Вентиляторное отделение 250 направляет воздух по байпасу линии потока B, в то время как компрессорное отделение 254 затягивает воздух вдоль центральной линии потока C, в котором воздух сжат и соединяется с отделением камеры сгорания 260. В отделение камеры сгорания 260 воздух смешивается с топливом и поджигается для генерирования потока выхлопных газов высокого давления, который распространяется через турбинное отделение 262, в котором отбирается энергия и используется для привода вентиляторного отделения 250 и компрессорного отделения 254.
Второй шкив 270 в общем содержит внутренний вал 240, который соединяет вентилятор 250 и компрессорное отделение низкого давления (или первое) 256 с турбинным отделением низкого давления (или первым) 266. Турбина низкого давления 266 также упоминается как приводная турбина вентилятора, поскольку она приводит вентилятор 250 напрямую или, как проиллюстрировано, через редукторную конструкцию 272. Внутренний вал 240 приводит вентилятор 250 через устройство изменения скорости, такое как редукторная конструкция 272, для приведения вентилятора 250 в движение на меньшей скорости, чем низкоскоростной шкив 270. Высокоскоростной шкив 268 содержит внешний вал 242, связывающий компрессорное отделение высокого давления (или второе) 258 и турбинное отделение высокого давления (или второе) 264. Внутренний вал 240 и внешний вал 242 являются концентричными и вращаются при помощи подшипниковой системы, расположенной относительно центральной продольной оси A двигателя.
Обратимся к Фигуре 1Б, другой описываемый примерный газотурбинный двигатель 215 содержит средний или третий шкив 248. Двигатель 215 содержит структуры, подобные к описанным и проиллюстрированным по отношению к двигателю 210, проиллюстрированному на Фигуре 1А так, что подобные структуры представлены с теми же номерами ссылок. Средний шкив 248 содержит турбину среднего давления 246. Компрессор низкого давления 256 приводится средним шкивом 248 через средний вал 244, соединенный с турбиной среднего давления 246. Средний вал 244 является концентричным с внутренним валом 240 второго шкива и внешним валом 242 первого шкива 268. Турбина низкого давления 266 приводит лопасти 20 вентилятора вентиляторного отделения 250. В этом примере турбина низкого давления 256 приводит внутренний вал 240 только для приведения редукторной конструкции 272, которая, в свою очередь, приводит вентиляторное отделение 250. Должно быть очевидно, что турбина низкого давления 256 может также напрямую приводить вентиляторное отделение без уменьшения скорости, обеспечиваемой редукторной конструкцией 272.
Описанные газотурбинные двигатели 210, 215 в одном примере являются авиационными двигателями с высокой степенью двухконтурности. В еще одном примере газотурбинные двигатели 210, 215 содержат степень двухконтурности, большую чем примерно шесть (6), с примерным вариантом реализации изобретения, большим чем примерно десять (10). Примерная редукторная конструкция 272 является планетарным редуктором, таким как авиационная редукторная система, звездная редукторная система или другая известная редукторная система, с передаточным числом, большим чем примерно 2,0.
В описанных вариантах реализации изобретения газотурбинные двигатели 210, 215 имеют степень двухконтурности, большую чем около десяти (10:1), и диаметр вентилятора значительно больше, чем внешний диаметр компрессора низкого давления 256. Должно быть понятно, однако, что приведенные выше параметры являются исключительно примерными вариантами реализации изобретения газотурбинного двигателя, содержащего редукторную конструкцию, и то, что настоящее описание применимо к другим газотурбинным двигателям.
Значительно количество крутящего момента предоставляется байпасным потоком B вследствие высокой степени двухконтурности. Вентиляторное отделение 250 сконструировано для конкретных полетных условий - обычного полета при примерно 0.8 Маха и примерно 35,000 футов. Полетные условия при 0,8 Маха и 35,000 футов с двигателем с его наилучшим потреблением топлива, также известным как "наивыгоднейшая скорость удельного расхода топлива на кг тяги в час ('TSFC')" - являются промышленным стандартным параметром фунтов-массы (lbm) сжигаемого топлива на фунт-силу (lbf) тяги, производимой двигателем в этой точке минимума.
"Степень повышения давления вентилятора низкого давления" - это степень повышения давления отдельно на лопасти вентилятора, без системы выходных направляющих лопаток вентилятора ("FEGV"). Степень повышения давления вентилятора низкого давления, как показано здесь в соответствии с одним не ограничивающим вариантом реализации изобретения, является меньшей, чем примерно 1,50. В другом неограничивающем варианте реализации изобретения степень повышения давления вентилятора низкого давления менее чем примерно 1,45.
"Скорректированная скорость края лопатки вентилятора низкого давления" является фактической скоростью края лопатки вентилятора в фут/с, разделенной на корректировочный коэффициент промышленного стандарта [(Tram°R)/(518,7°R)]0,5. "Скорректированная скорость края лопатки вентилятора низкого давления", как показано здесь в соответствии с одним неограничивающим вариантом реализации изобретения, является меньшей чем примерно 1150 фут/с.
Примерное компрессорное отделение низкого давления 256 содержит по меньшей мере 4 ступени. В одном описанном варианте реализации изобретения компрессор низкого давления 256 содержит семь (7) ступеней. В другом описанном варианте реализации изобретения компрессор низкого давления содержит по меньшей мере четыре (4) и до семи (7) ступеней. В другом описанном варианте реализации изобретения примерное компрессорное отделение низкого давления 256 содержит по меньшей мере четыре (4) ступени и до примерно восьми (8) ступеней. В еще одном примерном описанном варианте реализации изобретения компрессор низкого давления 256 содержит восемь (8) ступеней.
Система кондиционирования воздуха (ECS) 30, предназначенная для использования воздушным судном, получает воздух от участков компрессора 254. В этом примере ECS система 30 получает воздух от части компрессора низкого давления 256 и компрессора высокого давления 258.
Обратимся к Фигуре 2 с продолжающимся обращением к Фигурам 1А и 1Б, иллюстрирующим ECS 30, предназначенную для использования на воздушном судне. Область сжатия высокого давления 134 имеет отвод 34, как проиллюстрировано на Фигуре 2. Другой отвод 32 находится в области низкого давления 132. Области 132 и 134 обе могут находиться в компрессоре высокого давления 258 или одна может быть в компрессорном отделении низкого давления 256. Однако отвод 34 находится ниже по потоку от отвода 32 и в области высокого давления.
Компрессорное отделение 254, камера сгорания 260 и турбинное отделение 262 располагаются в центральном обтекателе, схематически обозначенном как 212. Центральный обтекатель 212 расположен над центральными деталями двигателя. Двигатели 210, 215 удерживаются на воздушном судне пилоном 214 (проиллюстрирована на Фигуре 2), который задает нижнюю поверхность 216, также упоминается как плоскость. Нижняя плоскость 216 является нижним продолжением пилона 214 в направлении двигателя 210, 215. Приведенная в качестве примера ECS 30 содержит турбокомпрессор 42 (описан ниже), расположенный в полости двигателя, сформированной в центральном обтекателе 212.
Обратимся к Фигуре 3 с продолжающимся обращением к Фигуре 2, отвод 32 ведет к первому воздуховоду 36, содержащему обратный клапан 38, а также в компрессорное отделение 54 турбокомпрессора 42. Отвод высокого давления 34 ведет в турбинное отделение 52 турбокомпрессора 42. Выходы компрессорного отделения 54 и турбинного отделения 52 турбокомпрессора 42 направляются в общий выход 44.
Выход 44 соединяется с первым воздуховодом 36 и оба проходят через клапан 50 в общем выходе 37, ведущем к потребителю 152 воздушного судна.
Как проиллюстрировано на Фигуре 3, отвод 32 альтернативно ведет к компрессорному отделению 54 или в первый воздуховод 36, ведущий к объединенному выходу 37. Обратный клапан 38 позволяет протекание потока от отвода 32 к первому воздуховоду 36 в одном направлении. Он также обеспечивает некоторое сопротивление потоку в этом направлении. Отвод 34 ведет через модулирующий и отсечной клапан 40, который может быть открыт или закрыт контроллером 41, что проиллюстрировано схематически. Воздух из области высокого давления на отводе 34 проходит через турбинное отделение 52 к выходу 44. В одном примере воздух высокого давления передается от компрессора высокого давления 258 к отводу 34.
Отвод 34 соединяет воздух высокого давления и температуры с турбокомпрессором 42 и не проходит через плоскость 216, сформированную нижним участком пилона 214.
Воздух высокого давления и температуры из отвода 34 приводит в движение турбинное отделение 52, которое приводит компрессорное отделение 54 для сжатия воздуха из отвода 32 и увеличивает давление потока воздуха в объединенный выход 37. Выходы турбинного отделения 52 и компрессорного отделения 54 смешиваются на выходе 44 и проходят к объединенному выходу 37. Когда компрессорное отделение 54 приводится турбинным отделением 52, применяется всасывание первым воздуховодом 36 и отводом 32, и таким образом обратный клапан 38 останется закрытым.
В одном примере отбираемый воздух берется из четвертой ступени компрессора низкого давления 256 и поставляется в отвод 32. Воздух из отвода 32 используется в основном исключительно при определенных условиях, если тепло, которое необходимо отвести, является максимальным. В качестве примера, поток воздуха будет стремиться пройти от отвода 32 через обратный клапан 38 к первому воздуховоду 36 во время набора высоты и полета. В это время клапан 40 поддерживается закрытым для ограничения отвода сжатого воздуха.
Однако при определенных условиях, например спуске, клапан 40 открывается и турбинное отделение 52 приводится и воздух из отвода 32 проходит в компрессорное отделение 54. Прохождение воздуха высокой температуры и давления от отвода 34 через турбинное отделение 52 понижает его температуру. Дополнительно, смешивание его со сжатым воздухом низкого давления из отвода 32, даже при сжимании до высокого давления компрессорным отделением 54, может устранить необходимость в отдельном теплообменнике на выходе 44. Смешанный воздух может быть полезной температуры, когда он достигает объединенного выхода 37. Для достижения этого количество воздуха из двух отводов может меняться.
Клапан 50 является управляющим клапаном, который может быть закрыт в случае отказа клапана 40. В такой момент времени может быть более желательно не поставлять воздух в систему 152, чем иметь открытый байпас от отвода 34.
Предусматривается наличие клапана 100 до компрессорного отделения 54 и его управление контроллером 41. Клапан 100 приводится в движение для перекрывания потока от компрессора низкого давления 256 для управления и модулирования потока воздуха низкого давления в компрессор 54.
Предусматривается наличие датчика 102, генерирующего данные о скорости турбины, которые передаются с помощью линии связи 101 в контроллер 41. Датчик 102 выполнен с возможностью предоставления информации об условиях превышения скорости турбины. Контроллер 41 будет активирован и/или закроет клапана 100, 40 и 50 в предпочитаемой комбинации для предотвращения повреждения системы. В одном примере, контроллер 41 будет получать от датчика 102 индикацию начала или актуальных условий превышения скорости турбины 52. Контроллер 41 использует по меньшей мере данные от датчика 102 наряду с другими доступными данными о работе двигателя для распознавания текущих или потенциальных условий скорости турбины, которые могут заставить применить отключение или другие способствующие действия. Контроллер 41 может закрыть клапан 40 для предотвращения потока воздуха высокого давления, который приводит турбину 52. Тормоз 104 также может быть применен для остановки турбины 52 в случае обнаружения или отображения условий превышения скорости турбины или других нежелательных рабочих условий.
Устранение необходимого теплообменника и использование меньшего количества воздуха от области высокого сжатия особенно ценно в сочетании с системой, содержащей редукторный привод для турбовентилятора, такого как проиллюстрированный на 272 в Фигурах 1А и 1Б.
Хотя был описан примерный вариант реализации изобретения, специалист в данной области техники поймет, что определенные модификации будут попадать в объем настоящего изобретения. С этой целью последующая формула изобретения должна быть изучена для определения настоящего объема и содержания этого изобретения.

Claims (30)

1. Газотурбинный двигатель в сборе, содержащий:
вентиляторное отделение, поставляющее воздух в главное компрессорное отделение, причем главное компрессорное отделение сжимает воздух и поставляет воздух в камеру сгорания, продукты сгорания проходят от камеры сгорания по турбинному отделению для привода вентиляторного отделения и главного компрессорного отделения, причем редуктор приводится турбинным отделением для приведения вентиляторного отделения;
пилон, удерживающий газотурбинный двигатель;
систему низкого давления для контроля за средой летательного аппарата, содержащую отвод высокого давления в области высокого давления в главном компрессорном отделении и отвод низкого давления в области низкого давления, причем область низкого давления находится под более низким давлением, чем область высокого давления;
отвод низкого давления, связанный с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению турбокомпрессора;
отвод высокого давления, ведущий в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит турбинное отделение, которое, в свою очередь, приводит компрессорное отделение турбокомпрессора, причем пилон содержит нижнюю плоскость, и отвод высокого давления не выступает за пределы плоскости, включающей указанную нижнюю плоскость;
объединенный выход компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора, перемешивающий и пропускающий выходной поток для передачи в целях использования воздушным судном;
и клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора.
2. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором редуктор обеспечивает передаточное отношение, по меньшей мере, около 2,0.
3. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором турбинное отделение содержит отделения приводной турбины вентилятора, которая приводит редуктор, и одного из главных компрессоров.
4. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором главное компрессорное отделение содержит первое компрессорное отделение и второе компрессорное отделение, при этом первое компрессорное отделение содержит, по меньшей мере, четыре (4) ступени и не более чем семь (7) ступеней.
5. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 4, в котором отбираемый воздух берется из, по меньшей мере, четвертой ступени первого компрессорного отделения.
6. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором турбинное отделение содержит первое турбинное отделение, приводящее компрессор высокого давления, среднее турбинное отделение, приводящее компрессор низкого давления, и третье турбинное отделение, приводящее вентилятор.
7. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, в котором главное компрессорное отделение содержит первое компрессорное отделение и второе компрессорное отделение, а первое компрессорное отделение содержит, по меньшей мере, три (3) ступени и не более чем восемь (8) ступеней.
8. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 7, в котором отбираемый воздух берется от, по меньшей мере, третьей ступени первого компрессорного отделения.
9. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, содержащий управляющий клапан, гидравлически связанный с входом компрессора турбокомпрессора.
10. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 1, содержащий датчик, генерирующий данные, отображающие скорость турбины турбокомпрессора.
11. Газотурбинный двигатель в сборе по п. 10, содержащий тормоз для управления вращением турбины турбокомпрессора в случае обнаружения превышения предельной скорости турбины.
12. Система низкого давления для контроля за средой летательного аппарата, содержащая:
отвод высокого давления, связанный с областью высокого давления в главном компрессорном отделении, связанном с двигателем воздушного судна, и отвод низкого давления для связи с областью низкого давления в главном компрессорном отделении, причем область низкого давления находится под более низким давлением, чем область высокого давления;
отвод низкого давления, связанный с первым воздуховодом, ведущим к выходному отверстию и компрессорному отделению турбокомпрессора;
отвод высокого давления, ведущий в турбинное отделение турбокомпрессора так, что воздух в отводе высокого давления приводит турбинное отделение, в свою очередь, приводящее компрессорное отделение турбокомпрессора, при этом отвод высокого давления расположен ниже плоскости, включающей самую нижнюю поверхность пилона, удерживающего главное компрессорное отделение, связанное с двигателем воздушного судна;
объединенный выход компрессорного отделения и турбинного отделения турбокомпрессора, смешивающий и пропускающий выходной поток для доставки в целях его использования на борту воздушного судна;
и управляющий клапан, расположенный между отводом низкого давления и компрессорным отделением турбокомпрессора.
13. Система по п. 12, в которой обратный клапан, расположенный в первом воздуховоде, связан с отводом низкого давления.
14. Система по п. 12, в которой управляющий клапан расположен на отводе высокого давления и может быть закрыт для направления воздуха через первый воздуховод, связанный с отводом низкого давления, или для обеспечения воздушного протока через компрессорное отделение турбокомпрессора, если управляющий клапан открыт.
15. Система по п. 12, в которой предусмотрено наличие резервного клапана, который должен закрыться, если управляющий клапан, связанный с отводом высокого давления, выйдет из строя.
16. Система по п. 15, в которой резервный клапан располагается так, чтобы выходной поток области первого воздуховода и объединенного выхода перемешивался в общем протоке.
17. Система по п. 12, содержащая датчик, генерирующий данные о скорости турбинного отделения турбокомпрессора.
18. Система по п. 17, содержащая тормоз для управления вращением турбины турбокомпрессора в случае превышения предельной скорости.
RU2015125369A 2014-06-27 2015-06-26 Турбовентиляторный редукторный двигатель, оснащенный системой низкого давления для контроля за средой летательного аппарата RU2659133C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201462018129P 2014-06-27 2014-06-27
US201462018111P 2014-06-27 2014-06-27
US62/018,111 2014-06-27
US62/018,129 2014-06-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015125369A RU2015125369A (ru) 2017-01-10
RU2659133C2 true RU2659133C2 (ru) 2018-06-28

Family

ID=53540592

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015125369A RU2659133C2 (ru) 2014-06-27 2015-06-26 Турбовентиляторный редукторный двигатель, оснащенный системой низкого давления для контроля за средой летательного аппарата

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9915165B2 (ru)
EP (1) EP2960468B1 (ru)
JP (1) JP6027193B2 (ru)
BR (1) BR102015015377B1 (ru)
CA (1) CA2895885C (ru)
RU (1) RU2659133C2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10472071B2 (en) * 2014-07-09 2019-11-12 United Technologies Corporation Hybrid compressor bleed air for aircraft use
US10760492B2 (en) * 2016-04-13 2020-09-01 Raytheon Technologies Corporation Cooling air architecture for compact size and performance improvement
US10137981B2 (en) * 2017-03-31 2018-11-27 General Electric Company Electric propulsion system for an aircraft
US10808619B2 (en) 2018-04-19 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with advanced cooling system
US10830145B2 (en) 2018-04-19 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air fleet management system
GB201808853D0 (en) * 2018-05-31 2018-07-18 Rolls Royce Plc A gas turbine engine bleed duct
GB201808852D0 (en) 2018-05-31 2018-07-18 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US20220389883A1 (en) * 2021-06-04 2022-12-08 Raytheon Technologies Corporation Turboshaft engine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2027054C1 (ru) * 1991-02-07 1995-01-20 Борис Иванович Стрикица Турбореактивный двигатель
JP2006194247A (ja) * 2005-01-10 2006-07-27 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンアセンブリ
US20080053087A1 (en) * 2006-08-30 2008-03-06 General Electric Company System and Method for Detecting Impaired Operation of an Internal Combustion Engine Turbocharger
JP2012072690A (ja) * 2010-09-28 2012-04-12 Kobe Steel Ltd 圧縮装置
EP2613035A2 (en) * 2012-01-09 2013-07-10 United Technologies Corporation Environmental control system for aircraft utilizing turbo-compressor
JP2013148085A (ja) * 2012-01-17 2013-08-01 United Technologies Corp <Utc> パイロンに取り付けられた補機ドライブを有するガスタービンエンジン
US20140165588A1 (en) * 2012-12-14 2014-06-19 United Technologies Corporation Turbo compressor for bleed air

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5036678A (en) * 1990-03-30 1991-08-06 General Electric Company Auxiliary refrigerated air system employing mixture of air bled from turbine engine compressor and air recirculated within auxiliary system
US5056335A (en) * 1990-04-02 1991-10-15 General Electric Company Auxiliary refrigerated air system employing input air from turbine engine compressor after bypassing and conditioning within auxiliary system
US5083723A (en) 1990-12-14 1992-01-28 Teledyne Industries, Inc. Air-driven, turbine tow reel machine controlled according to towline velocity and vent door position
US5967461A (en) * 1997-07-02 1999-10-19 Mcdonnell Douglas Corp. High efficiency environmental control systems and methods
US5899085A (en) * 1997-08-01 1999-05-04 Mcdonnell Douglas Corporation Integrated air conditioning and power unit
US6305156B1 (en) * 1999-09-03 2001-10-23 Alliedsignal Inc. Integrated bleed air and engine starting system
JP2004037038A (ja) * 2002-07-05 2004-02-05 Niigata Power Systems Co Ltd 有機成分含有空気および廃液の処理方法と処理装置
FR2851295B1 (fr) * 2003-02-19 2006-06-23 Snecma Moteurs Systeme de prelevement d'air d'un turboreacteur
FR2891313A1 (fr) 2005-09-26 2007-03-30 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur
US7942079B2 (en) * 2007-02-16 2011-05-17 Hamilton Sundstrand Corporation Multi-speed gearbox for low spool driven auxiliary component
US20130125561A1 (en) * 2007-11-30 2013-05-23 Frederick M. Schwarz Geared turbofan with distributed accessory gearboxes
US9719428B2 (en) * 2007-11-30 2017-08-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine with pylon mounted accessory drive
US20100107594A1 (en) * 2008-10-31 2010-05-06 General Electric Company Turbine integrated bleed system and method for a gas turbine engine
US8677761B2 (en) 2009-02-25 2014-03-25 General Electric Company Systems and methods for engine turn down by controlling extraction air flows
US9938898B2 (en) * 2011-07-29 2018-04-10 United Technologies Corporation Geared turbofan bearing arrangement
US8967528B2 (en) * 2012-01-24 2015-03-03 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircrafts and related methods
US8955794B2 (en) * 2012-01-24 2015-02-17 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircrafts and related methods

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2027054C1 (ru) * 1991-02-07 1995-01-20 Борис Иванович Стрикица Турбореактивный двигатель
JP2006194247A (ja) * 2005-01-10 2006-07-27 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンアセンブリ
US20080053087A1 (en) * 2006-08-30 2008-03-06 General Electric Company System and Method for Detecting Impaired Operation of an Internal Combustion Engine Turbocharger
JP2012072690A (ja) * 2010-09-28 2012-04-12 Kobe Steel Ltd 圧縮装置
EP2613035A2 (en) * 2012-01-09 2013-07-10 United Technologies Corporation Environmental control system for aircraft utilizing turbo-compressor
JP2013148085A (ja) * 2012-01-17 2013-08-01 United Technologies Corp <Utc> パイロンに取り付けられた補機ドライブを有するガスタービンエンジン
US20140165588A1 (en) * 2012-12-14 2014-06-19 United Technologies Corporation Turbo compressor for bleed air

Also Published As

Publication number Publication date
EP2960468B1 (en) 2021-05-05
CA2895885A1 (en) 2015-12-27
JP2016011662A (ja) 2016-01-21
RU2015125369A (ru) 2017-01-10
US9915165B2 (en) 2018-03-13
CA2895885C (en) 2017-06-20
BR102015015377A2 (pt) 2016-06-28
BR102015015377B1 (pt) 2022-04-26
US20160169029A1 (en) 2016-06-16
EP2960468A1 (en) 2015-12-30
JP6027193B2 (ja) 2016-11-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10808610B2 (en) Simplified engine bleed supply with low pressure environmental control system for aircraft
RU2659133C2 (ru) Турбовентиляторный редукторный двигатель, оснащенный системой низкого давления для контроля за средой летательного аппарата
US11002195B2 (en) Intercooled cooling air with auxiliary compressor control
US20210380260A1 (en) Electro-pneumatic environmental control system air circuit
US10830149B2 (en) Intercooled cooling air using cooling compressor as starter
EP2960467B1 (en) Simplified engine bleed supply with low pressure environmental control system for aircraft
US10472071B2 (en) Hybrid compressor bleed air for aircraft use
US20150176530A1 (en) Ultra high overall pessure ratio gas turbine engine
US20160177819A1 (en) Simplified engine bleed supply with low pressure environmental control system for aircraft
EP2966278A1 (en) Low pressure environmental control system with safe pylon transit
US10634051B2 (en) Geared turbofan engine with low pressure environmental control system for aircraft
US11773780B2 (en) Intercooled cooling air with selective pressure dump
US11072429B2 (en) Low pressure environmental control system with safe pylon transit
US20160177820A1 (en) Low pressure environmental control system with safe pylon transit