авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления

Формула изобретения

1. Авиационный газотурбинный двигатель (10), содержащий

ротор (33) высокого давления, включающий турбину (24) высокого давления,

турбину (26) низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления, расположенные после (по ходу потока) ротора (33) высокого давления,

внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления включают внутренний и внешний валы (130, 140) низкого давления, которые с возможностью вращения, по меньшей мере, частично расположены соосно с ротором (33) высокого давления и радиально внутри него,

турбина (26) низкого давления включает вращающийся кольцевой внешний барабанный ротор (136), с возможностью передачи приводного усилия соединенный с первым лопаточным венцом (13) вентилятора и с первым нагнетательным компрессором (16) посредством указанного внутреннего вала (130) низкого давления,

указанная турбина (26) низкого давления также включает вращающийся кольцевой внутренний барабанный ротор (146), для передачи приводного усилия соединенный со вторым лопаточным венцом (15) вентилятора и вторым нагнетательным компрессором (17) посредством указанного внешнего вала (140) низкого давления,

первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17) в осевом направлении расположены между первым и вторым лопаточными венцами (13, 15) вентилятора,

канал (21) наружного контура, в радиальном направлении ограниченный кожухом (11) вентилятора и кольцевой радиально-внутренней стенкой (9) канала наружного контура, окружающей первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17),

радиально-наружная часть (23) второго лопаточного венца (15) вентилятора расположена радиально внутри канала (21) наружного контура,

отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки (RH/RT) находится в диапазоне от 0,20 до 0,35,

компрессор (18) высокого давления ротора (33) высокого давления с возможностью передачи приводного усилия соединен с турбиной (24) высокого давления посредством вала (27) высокого давления,

компрессор (18) высокого давления выполнен с возможностью получения общей степени повышения давления, находящейся в диапазоне около 40-65, и

степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень повышения давления вентилятором находится в диапазоне 1,4-2,5, и сумма рабочих окружных скоростей конца лопатки вентилятора первого и второго лопаточных венцов (13, 15) вентилятора находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.

2. Авиационный газотурбинный двигатель по п.1, в котором второй нагнетательный компрессор (17) вращается в противоположном направлении относительно компрессора (18) высокого давления.

3. Авиационный газотурбинный двигатель по п.2, в котором компрессор (18) высокого давления включает от шести до восьми ступеней (48) высокого давления, и в котором компрессор (18) высокого давления включает около четырех или менее ступеней (50) поворотных направляющих лопаток.

4. Авиационный газотурбинный двигатель по п.3, в котором первый нагнетательный компрессор (16) включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию (166) ротора первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку (22), от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы (168) первого нагнетательного компрессора.

5. Авиационный газотурбинный двигатель (10), содержащий

ротор (33) высокого давления, включающий турбину (24) высокого давления,

турбину (26) низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления, расположенные после (по ходу потока) ротора (33) высокого давления,

внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления включают внутренний и внешний валы (130, 140) низкого давления, которые с возможностью вращения, по меньшей мере, частично расположены соосно с ротором (33) высокого давления и радиально внутри него,

узел (150) выходных направляющих лопаток, расположенный непосредственно после турбины (26) низкого давления,

турбина (26) низкого давления включает вращающийся кольцевой внешний барабанный ротор (136), с возможностью передачи приводного усилия соединенный с первым лопаточным венцом (13) вентилятора и с первым нагнетательным компрессором (16) внутренним валом (130) низкого давления,

турбина (26) низкого давления также включает вращающийся кольцевой внутренний барабанный ротор (146), с возможностью передачи приводного усилия соединенный со вторым лопаточным венцом (15) вентилятора и вторым нагнетательным компрессором (17) посредством внешнего вала (140) низкого давления,

первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17) в осевом направлении расположены между первым и вторым лопаточными венцами (13, 15) вентилятора,

канал (21) наружного контура, в радиальном направлении ограниченный кожухом (11) вентилятора и кольцевой радиально-внутренней стенкой (9) канала наружного контура, окружающей первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17),

радиально-наружная часть (23) второго лопаточного венца (15) вентилятора радиально расположена внутри канала (21) наружного контура,

отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки (RH/RT) находится в диапазоне от 0,20 до 0,35,

компрессор (18) высокого давления ротора (33) высокого давления с возможностью передачи приводного усилия соединен с турбиной (24) высокого давления посредством вала (27) высокого давления,

компрессор (18) высокого давления выполнен с возможностью получения общей степени повышения давления, находящейся в диапазоне около 40-65, и степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень повышения давления вентилятором находится в диапазоне 1,4-2,5, и сумма рабочих окружных скоростей конца лопатки вентилятора первого и второго лопаточных венцов (13, 15) вентилятора находится в диапазоне 1000-2500 футов в с.

6. Авиационный газотурбинный двигатель по п.5, в котором второй нагнетательный компрессор (17) вращается в противоположном направлении относительно компрессора (18) высокого давления.

7. Авиационный газотурбинный двигатель по п.6, в котором компрессор (18) высокого давления включает от шести до восьми ступеней (48) высокого давления, и в котором компрессор (18) высокого давления включает около четырех или менее ступеней (50) поворотных направляющих лопаток.

8. Авиационный газотурбинный двигатель по п.7, в котором первый нагнетательный компрессор (16) включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию (166) первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку (22), от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы (168) первого нагнетательного компрессора, и указанный узел (150) выходных направляющих лопаток дополнительно включает венец выходных направляющих лопаток (152), проходящих радиально-внутрь между кожухом (54) турбины низкого давления, окружающим турбину (26) низкого давления, и кольцевой коробчатой структурой (154).

9. Система авиационных газотурбинных двигателей, содержащая, по меньшей мере, две разные модели двигателя (10), имеющие по существу одинаковый диаметр (D) вентилятора,

первая из моделей двигателя имеет одноступенчатую турбину (24) высокого давления,

вторая из моделей двигателя имеет двухступенчатую турбину (324) высокого давления,

каждая из указанных моделей имеет:

ротор (33) высокого давления, включающий турбину (24) высокого давления, и соответствующую одну либо одноступенчатую, либо двухступенчатую турбину (24, 324) высокого давления,

турбину (26) низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления, расположенные после (по ходу потока) ротора (33) высокого давления,

внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления включают внутренний и внешний валы (130, 140) низкого давления, которые с возможностью вращения, по меньшей мере, частично расположены соосно с ротором (33) высокого давления и радиально внутри него,

турбина (26) низкого давления включает вращающийся кольцевой внешний барабанный ротор (136), с возможностью передачи приводного усилия соединенный с первым лопаточным венцом (13) вентилятора и с первым нагнетательным компрессором (16) посредством внутреннего вала (130) низкого давления,

турбина (26) низкого давления также включает вращающийся кольцевой внутренний барабанный ротор (146), с возможностью передачи приводного усилия соединенный со вторым лопаточным венцом (15) вентилятора и вторым нагнетательным компрессором (17) посредством внешнего вала (140) низкого давления,

первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17) в осевом направлении расположены между первым и вторым лопаточными венцами (13, 15) вентилятора,

канал (21) наружного контура, в радиальном направлении ограниченный кожухом (11) вентилятора и кольцевой радиально-внутренней стенкой (9) канала наружного контура, окружающей первый и второй нагнетательные компрессоры (16, 17),

радиально-наружная часть (23) второго лопаточного венца (15) вентилятора расположена радиально внутри канала (21) наружного контура,

отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки (RH/RT) находится в диапазоне от 0,20 до 0,35,

компрессор (18) высокого давления ротора (33) высокого давления с возможностью передачи приводного усилия соединен с турбиной (24) высокого давления посредством вала (27) высокого давления,

компрессор (18) высокого давления выполнен с возможностью получения общей степени повышения давления, находящейся в диапазоне около 40-65, и

степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень повышения давления вентилятором находится в диапазоне 1,4-2,5, и сумма рабочих окружных скоростей конца лопатки вентилятора первого и второго лопаточных венцов (13, 15) вентилятора находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.

10. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.9, в которой второй нагнетательный компрессор (17) вращается в противоположном направлении относительно компрессора (18) высокого давления.

11. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.10, в которой компрессор (18) высокого давления включает от шести до восьми ступеней (48) высокого давления, и в котором компрессор (18) высокого давления включает около четырех или менее ступеней (50) поворотных направляющих лопаток.

12. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.11, в которой первый нагнетательный компрессор (16) включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию (166) ротора первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку (22), от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы (168) первого нагнетательного компрессора, и узел (150) выходных направляющих лопаток расположен непосредственно после турбины (26) низкого давления.

13. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.12, в которой второй нагнетательный компрессор вращается в противоположном направлении относительно компрессора высокого давления.

14. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.13, в которой компрессор высокого давления включает от шести до восьми ступеней высокого давления.

15. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.14, в которой компрессор высокого давления включает около четырех или менее ступеней поворотных направляющих лопаток.

16. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.15, в которой первый нагнетательный компрессор включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию ротора первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку, от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы первого нагнетательного компрессора.

17. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.16, в которой узел выходных направляющих лопаток расположен непосредственно после турбины низкого давления.

18. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.17, в которой компрессор высокого давления включает от шести до восьми ступеней высокого давления.

19. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.18, в которой компрессор (18) высокого давления включает около четырех или менее ступеней (50) поворотных направляющих лопаток.

20. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.19, в которой первый нагнетательный компрессор (16) включает снабженную лопатками, выполненными как единое целое с ней, кольцевую секцию (166) ротора первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся стенку (22), от которой радиально-внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы (168) первого нагнетательного компрессора.

21. Система авиационных газотурбинных двигателей по п.20, в которой указанный узел (150) выходных направляющих лопаток дополнительно включает венец выходных направляющих лопаток (152), проходящих радиально-внутрь между кожухом (54) турбины низкого давления, окружающим турбину (26) низкого давления, и кольцевой коробчатой структурой (154).

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям встречного вращения с вентиляторами встречного вращения, приводимыми в действие роторами встречного вращения турбины низкого давления, и в частности к двигателям, имеющим высокие степени двухконтурности и общей производительности компрессора и низкие отношения радиуса ступицы к радиусу конца лопатки.

Описание известного уровня техники

Газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа в целом включает передний вентилятор и нагнетательный компрессор, центральный двигатель внутреннего контура и заднюю силовую турбину низкого давления. Двигатель внутреннего контура включает компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, расположенные последовательно по ходу потока. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления двигателя внутреннего контура соединены валом высокого давления. Компрессор высокого давления, турбина и вал по существу формируют ротор высокого давления. Компрессору высокого давления сообщается вращательное движение для сжатия воздуха, поступающего в двигатель внутреннего контура, до относительно высокого давления. Этот воздух высокого давления затем смешивается с топливом в камере сгорания и сгорает, формируя высокоэнергетический поток газа. Поток газа движется в направлении хвостовой части и проходит через турбину высокого давления, приводя во вращение ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, приводит во вращение компрессор.

Поток газа, покидающий турбину высокого давления, расширяется, проходя через вторую турбину или турбину низкого давления. Турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и нагнетательный компрессор при помощи вала низкого давления, и в совокупности они формируют ротор низкого давления. Вал низкого давления проходит сквозь ротор высокого давления. Некоторые турбины низкого давления имеют турбины встречного вращения, которые приводят во вращение вентиляторы встречного вращения и нагнетательные компрессоры или компрессоры низкого давления. Патенты США №№4860537, 5307622 и 4790133 описывают турбины встречного вращения, которые приводят во вращение вентиляторы встречного вращения и нагнетательные компрессоры или компрессоры низкого давления. Большая часть создаваемой тяги генерируется вентилятором.

Доступные на рынке большие современные турбовентиляторные двигатели имеют более высокий рабочий коэффициент полезного действия в конфигурациях с большей степенью двухконтурности и с большими переходными каналами между турбинами низкого и высокого давления. Рамы двигателей, особенно те, которые расположены в горячей секции двигателя, сложны и дороги. Эти двигатели отличаются конфигурациями с высокой степенью двухконтурности, которые дают высокую тяговую эффективность, и имеют вентиляторы большого диаметра, вращающиеся с малой окружной скоростью конца лопатки, что обеспечивает низкую шумность и высокую эффективность вентилятора с соответствующим снижением потребления топлива. Малая скорость вращения ротора вентилятора, которая благоприятна для вентилятора, может быть неблагоприятной для конфигурации турбины низкого давления, которая выигрывает от более высоких вращательных скоростей, которые уменьшают аэродинамические нагрузки и повышают эффективность. Эти противоречивые объективные требования неизбежно влекут за собой компромисс между эффективностью турбины низкого давления и вентилятора, количествами ступеней и длинами переходного канала между двигателем внутреннего контура и турбиной низкого давления. Эти компромиссные решения приводят к получению тяжелых и дорогих конфигураций двигателя. Очень желательно производить авиационные газотурбинные двигатели, отличающиеся существенно более низкими уровнями шума, веса, удельного расхода топлива и стоимости.

Краткое описание изобретения

Авиационный газотурбинный двигатель имеет ротор высокого давления, включающий турбину высокого давления и турбину низкого давления, имеющую вращающиеся в противоположных направлениях внутренний и внешний роторы низкого давления, расположенные после (по ходу потока) ротора высокого давления. Внутренний и внешний роторы низкого давления включают внутренний и внешний валы низкого давления, которые с возможностью вращения по меньшей мере частично расположены соосно и радиально внутри относительно ротора высокого давления. Вращающийся кольцевой внешний барабанный ротор для передачи приводного усилия соединен с первым лопаточным венцом вентилятора и с первым нагнетательным компрессором внутренним валом низкого давления. Вращающийся кольцевой внутренний барабанный ротор с возможностью передачи приводного усилия соединен со вторым лопаточным венцом вентилятора и со вторым нагнетательным компрессором внешним валом низкого давления. Первый и второй нагнетательные компрессоры расположены в осевом направлении между первым и вторым лопаточными венцами вентилятора.

Канал наружного контура ограничен в радиальном направлении кожухом вентилятора и кольцевой радиально-внутренней стенкой канала наружного контура, которая окружает первый и второй нагнетательные компрессоры. Радиально-наружная часть второго лопаточного венца вентилятора расположена радиально внутри канала наружного контура. Двигатель имеет соотношение радиусов входной ступицы и конца лопатки вентилятора в диапазоне от 0,20 до 0,35, степень двухконтурности в диапазоне 5-15, рабочую степень повышения давления вентилятором в диапазоне 1,4-2,5 и сумму рабочих окружных скоростей конца лопатки вентилятора первого и второго лопаточных венцов вентилятора в диапазоне 1000-2500 футов в секунду. Компрессор высокого давления ротора высокого давления для передачи приводного усилия соединен с турбиной высокого давления валом высокого давления, при этом компрессор высокого давления рассчитан для создания степени повышения давления в диапазоне около 15-30 и общей степени повышения давления в диапазоне около 40-65. Двигатель рассчитан так, что последняя ступень нагнетательного компрессора и, в типичном варианте, второй лопаточный венец вентилятора вращаются в направлении, противоположном направлению вращения компрессора высокого давления.

В типичном варианте осуществления изобретения компрессор высокого давления включает от шести до восьми ступеней высокого давления и около четырех ступеней поворотных направляющих лопаток. Могут использоваться менее четырех ступеней поворотных направляющих лопаток. Первый нагнетательный компрессор включает кольцевую секцию ротора первого нагнетательного компрессора с выполненными как единое целое с ней лопатками, включающую вращающуюся стенку, от которой радиально внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы первого нагнетательного компрессора. Блок выпускных направляющих лопаток расположен непосредственно после (по ходу потока) турбины низкого давления.

Изобретение также относится к системе авиационных газотурбинных двигателей, включающей по меньшей мере две разные модели двигателей или модификации двигателя с по существу одинаковыми диаметрами вентилятора. Первая из моделей двигателя имеет одноступенчатую турбину высокого давления, и вторая из моделей двигателя имеет двухступенчатую турбину высокого давления.

Другие варианты осуществления изобретения включают второе уплотнение в уплотнительном устройстве между передними концами кожуха турбины низкого давления и внешним барабанным ротором, третье уплотнение в уплотнительном устройстве между кожухом турбины низкого давления и последней ступенью лопаточных венцов турбины низкого давления, которая прикреплена болтами к заднему (по ходу потока) концу внешнего барабанного ротора, и первое уплотнение в уплотнительном устройстве между вторым вентилятором и рамой вентилятора. Уплотнения являются щеточными уплотнениями, однако в других вариантах осуществления изобретения уплотнения могут быть бесконтактными уплотнениями, или могут быть комбинацией щеточных уплотнений и бесконтактных уплотнений. Бесконтактными уплотнениями могут быть аспирационные уплотнения или торцевые уплотнения.

Краткое описание чертежей

Упомянутые выше и другие признаки изобретения изложены в нижеследующем описании, данном в связи с сопутствующими чертежами, на которых:

фиг.1 изображает вид продольного сечения типичного варианта авиационного турбовентиляторного газотурбинного двигателя с турбиной низкого давления встречного вращения, удерживаемой межтурбинной рамой, расположенной в осевом направлении между турбиной низкого давления и турбиной высокого давления.

Фиг.2 изображает вид продольного сечения альтернативного типичного варианта авиационного турбовентиляторного газотурбинного двигателя с двухступенчатой турбиной высокого давления и турбиной низкого давления встречного вращения, удерживаемыми межтурбинной рамой, расположенной в осевом направлении между турбиной низкого давления и турбиной высокого давления.

Фиг.3 изображает увеличенный вид межтурбинной рамы и роторов турбины низкого давления встречного вращения, показанных на фиг.1.

Фиг.4 изображает увеличенный вид рамы вентилятора и передних подшипников и картера двигателя, показанного на фиг.1.

Фиг.5 изображает увеличенный вид радиально-внутреннего переднего щеточного уплотнения в турбине низкого давления встречного вращения, показанной на фиг.1.

Фиг.6 изображает увеличенный вид радиально-наружного переднего щеточного уплотнения в турбине низкого давления встречного вращения, показанной на фиг.1.

Фиг.7 изображает увеличенный вид заднего щеточного уплотнения в турбине низкого давления встречного вращения, показанной на фиг.1.

Фиг.8 изображает увеличенный вид радиально-внутреннего переднего бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления встречного вращения, показанной на фиг.1.

Фиг.9 изображает увеличенный вид радиально-наружного переднего бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления встречного вращения, показанной на фиг.1.

Фиг.10 изображает увеличенный вид бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления встречного вращения, показанной на фиг.1.

Подробное описание изобретения

На фиг.1 схематически показан первый типичный вариант выполнения турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, описывающий окружность вокруг центральной оси 8 двигателя и имеющий вентиляторную секцию 12, которая принимает набегающий поток окружающего воздуха 14. Вентиляторная секция 12 имеет вращающиеся в противоположных направлениях первый и второй вентиляторы 4 и 6, включающие первый и второй лопаточные венцы 13 и 15 вентиляторов, и вращающиеся в противоположных направлениях первый и второй нагнетательные компрессоры 16 и 17 соответственно. Вращающиеся в противоположных направлениях первый и второй нагнетательные компрессоры 16 и 17 расположены в осевом направлении между вращающимися в противоположных направлениях первым и вторым лопаточными венцами 13 и 15 вентиляторов, то есть в конфигурации, которая обеспечивает пониженное излучение шума от вентиляторной секции 12. За вентиляторной секцией 12 следуют компрессор 18 высокого давления, камера 20 сгорания, в которой смешивается топливо с воздухом 14, сжатым компрессором 18 высокого давления, для генерирования газообразных продуктов сгорания, которые проходят далее через турбину 24 высокого давления и турбину 26 низкого давления встречного вращения, из которой газообразные продукты сгорания выпускаются из двигателя 10. Двигатель 10 сконструирован так, что последняя ступень второго нагнетательного компрессора 17 и в типичном варианте осуществления изобретения второй лопаточный венец 15 вентилятора вращаются в противоположном направлении относительно компрессора 18 высокого давления. Это уменьшает чувствительность двигателя 10 к возмущению входного воздушного потока в вентиляторной секции 12. Это также уменьшает взаимную чувствительность к вращающимся ячейкам срыва потока в других роторах. Вал 27 высокого давления соединяет турбину 24 высокого давления с компрессором 18 высокого давления, по существу формируя первый ротор 33 или ротор высокого давления. Компрессор 18 высокого давления, камера 20 сгорания и турбина 24 высокого давления совместно названы здесь двигателем 25 внутреннего контура, который включает, в соответствии с настоящим изобретением, вал 27 высокого давления. Двигатель 25 внутреннего контура является модульным, благодаря чему он может как единый блок независимо заменяться отдельно от других частей газовой турбины.

Канал 21 наружного контура, в радиальном направлении ограниченный кожухом 11 вентилятора и вращающейся кольцевой радиально-внутренней стенкой 9 канала наружного контура, окружает вращающиеся в противоположных направлениях первый и второй нагнетательные компрессоры 16 и 17 и входной канал 19, ведущий к компрессору 18 высокого давления двигателя 25 внутреннего контура. Канал 21 наружного контура в радиальном направлении ограничен кожухом 11 вентилятора и кольцевой радиально-внутренней стенкой 9 канала наружного контура. Радиально-внутренняя стенка 9 канала наружного контура включает вращающуюся секцию 22 стенки, зафиксированную относительно второго лопаточного венца 15 вентилятора, от которой радиально внутрь отступают лопатки второго нагнетательного компрессора 17. Радиально-наружная часть 23 второго лопаточного венца 15 вентилятора расположена в радиальном направлении внутри канала 21 наружного контура.

Как показано на фиг.1 и 3, турбина 26 низкого давления встречного вращения включает кольцевой внешний барабанный ротор 136, с возможностью вращения смонтированный на внутреннем валу 130 низкого давления при помощи заднего конического удлинения 132 внутреннего вала низкого давления. Внешний барабанный ротор 136 включает множество лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, отступающих от него радиально внутрь и разнесенных в осевом направлении. Барабанный ротор 136 одним концом прикреплен к последней ступени 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, которая прикреплена болтами к заднему коническому удлинению 132 внутреннего вала низкого давления. Турбина 26 низкого давления встречного вращения также включает кольцевой внутренний барабанный ротор 146 низкого давления, с возможностью вращения установленный на внешнем валу 140 низкого давления при помощи заднего конического удлинения 142 внешнего вала низкого давления. Внутренний барабанный ротор 146 включает множество вторых лопаточных венцов 148 турбины низкого давления, отступающих от него радиально наружу и разнесенных в осевом направлении. Первые лопаточные венцы 138 турбины низкого давления формируют встречно-гребенчатую структуру со вторыми лопаточными венцами 148 турбины низкого давления.

Внешний вал 140 низкого давления для передачи приводного усилия соединяет внутренний барабанный ротор 146 со вторым лопаточным венцом 15 вентилятора и вторым нагнетательным компрессором 17. Второй лопаточный венец 15 вентилятора соединен с внешним валом 140 низкого давления передним коническим удлинением 143 внешнего вала. Внешний вал 140 низкого давления, внутренний барабанный ротор 146, второй лопаточный венец 15 вентилятора и второй нагнетательный компрессор 17 являются основными компонентами внешнего ротора 202 низкого давления. Внутренний вал 130 низкого давления для передачи приводного усилия соединяет внешний барабанный ротор 136 с первым лопаточным венцом 13 вентилятора и с первым нагнетательным компрессором 16. Первый лопаточный венец 13 вентилятора соединен с внутренним валом 130 низкого давления передним коническим удлинением 133 внутреннего вала. Внутренний вал 130 низкого давления, внешний барабанный ротор 136, первый лопаточный венец 13 вентилятора и первый нагнетательный компрессор 16 являются основными компонентами внутреннего ротора 200 низкого давления.

Первый нагнетательный компрессор 16 включает кольцевую роторную секцию 166 первого нагнетательного компрессора, включающую вращающуюся секцию 22 стенки, от которой радиально внутрь отступают разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы 168 первого нагнетательного компрессора. Кольцевая роторная секция 166 первого нагнетательного компрессора показана как снабженная лопатками, составляющими с ней единое целое, подобно цельному диску с лопатками, обычно называемому облопаченным диском, или ротору, снабженному лопатками, составляющими с ним единое целое, который используется в качестве известных роторов, поскольку они легки и не допускают протечки в креплении лопаток. Работа нагнетательных компрессоров с малыми скоростями и малый вес цельного диска с лопатками роторной секции 166 первого нагнетательного компрессора способствуют сведению к минимуму напряжений и деформаций роторной секции 166 первого нагнетательного компрессора. Второй нагнетательный компрессор 17 включает кольцевую роторную секцию 170 второго нагнетательного компрессора, от которой отступают радиально наружу разнесенные в осевом направлении лопаточные венцы 172 второго нагнетательного компрессора. Радиально-внутренняя часть 28 лопаточного венца 15 второго вентилятора расположена радиально внутри входного канала 19 и вращается вместе со вторым нагнетательным компрессором 17 и, таким образом, рассматривается как часть второго нагнетательного компрессора 17 и лопаточного венца 172 второго нагнетательного компрессора. Лопаточные венцы 168 и 172 первого и второго нагнетательных компрессоров образуют встречно-гребенчатую структуру и вращаются в противоположных направлениях. Лопаточные венцы 13 и 15 первого и второго вентиляторов зафиксированы относительно роторных секций 166 и 170 первого и второго нагнетательных компрессоров соответственно. Внутренний и внешний валы 130 и 140 низкого давления, соответственно, с возможностью вращения, по меньшей мере, частично расположены соосно с ротором 33 высокого давления и в радиальном направлении внутри него.

Двигатель 10 имеет каркасную конструкцию 32, включающую переднюю раму или раму 34 вентилятора, соединенную кожухом 45 двигателя со средней или межтурбинной рамой 60. Лопаточный венец второго вентилятора расположен в осевом направлении вблизи стоек 35 рамы 34 вентилятора, причем передние кромки стоек 35 имеют стреловидность или наклонены в осевом направлении назад для снижения шума. Двигатель 10 устанавливают внутри самолета или на самолете, например, при помощи пилона (не показан), который отступает вниз от крыла самолета. Межтурбинная рама 60 включает первое структурное кольцо 86, которое может быть частью кожуха, расположенное соосно вокруг центральной оси 8. Межтурбинная рама 60 также включает второе структурное кольцо 88, расположенное соосно с первым структурным кольцом 86 вокруг центральной оси 8 и отнесенное от него радиально внутрь. Второе структурное кольцо 88 можно также назвать ступицей. Множество разнесенных по окружности стоек 90 проходит между первым и вторым кольцами 86 и 88 и жестко соединено с ними. Стойки 90 в показанном здесь типичном варианте осуществления изобретения пустотелые, но в других вариантах стойки могут быть не пустотелыми. Поскольку межтурбинная рама 60 в осевом направлении расположена между турбиной 24 высокого давления и турбиной 26 низкого давления, относящихся к ротору 33 высокого давления и внутреннему и внешнему роторам 200 и 202 низкого давления, она называется межтурбинной рамой, также иногда называемой промежуточной рамой. Сквозь межтурбинную раму 60 проходит межтурбинный переходный канал 114, соединяющий турбину 24 высокого давления и турбину 26 низкого давления.

Двигатель устанавливают на самолете при помощи расположенного спереди переднего держателя 118 на раме 34 вентилятора и расположенного сзади заднего держателя 120 на межтурбинной раме 60. Двигатель 10 может устанавливаться под крылом самолета при помощи пилона и переднего держателя 118 и заднего держателя 120, отнесенного в осевом направлении назад от переднего держателя 118. Задний держатель 120 используется для неподвижного соединения межтурбинной рамы 60 с платформой, которая жестко соединена с пилоном. В показанном здесь типичном варианте осуществления изобретения задний держатель 120 включает U-образную вилку 122. В качестве обычных держателей часто используют комплект разнесенных по окружности U-образных вилок 122 (на фигурах в сечении показана только одна из U-образных вилок) на межтурбинной раме 60. U-образные вилки 122 предназначены для соединения при помощи комплекта штифтов с комплектом серег. Серьги соединены с платформой на нижнем конце пилона. U-образные вилки 122 являются одним типом соединительного средства рамы для соединения двигателя с самолетом. Помимо вилок в авиастроительной промышленности известны другие типы крепежных средств, которые можно использовать для монтажа рамы, соответствующей изобретению, и двигателя на самолете.

Как более подробно показано на фиг.4, внешний ротор 202 низкого давления при помощи переднего конического удлинения 143 с возможностью вращения удерживается в осевом и радиальном направлении рамой 34 вентилятора при помощи заднего упорного подшипника 43, установленного в первую опору 44 подшипника, и второго, роликового подшипника 36, установленного во вторую опору 47 подшипника. Внутренний ротор низкого давления при помощи переднего конического удлинения 133 внутреннего вала с возможностью вращения удерживается в осевом и радиальном направлениях рамой 34 вентилятора при помощи переднего дифференциального упорного подшипника 55, который установлен между проходящим вперед продолжением 56 переднего конического удлинения 143 внешнего вала и передним коническим удлинением 133 внутреннего вала. Внутренний ротор низкого давления дополнительно с возможностью вращения удерживается в радиальном направлении рамой 34 вентилятора при помощи переднего дифференциального роликового подшипника 208, установленного между внутренним валом 130 низкого давления и внешним валом 140 низкого давления. Первая и вторая опоры 44 и 47 подшипников жестко прикреплены к раме 34 вентилятора.

Как более подробно показано на фиг.3, внешний ротор 202 низкого давления при помощи заднего конического удлинения 142 внешнего вала низкого давления, соединенного с внешним валом 140 низкого давления, с возможностью вращения удерживается в радиальном направлении третьим подшипником 76 в межтурбинной раме 60. Третий подшипник 76 расположен между задней опорой 97 подшипника, прикрепленной к задней части 110 межтурбинной рамы 60, и передним внутренним выступом 190 заднего конического удлинения 142 внешнего вала низкого давления. Внешний ротор 202 низкого давления в самой задней части с возможностью вращения удерживается третьим подшипником 76, который, таким образом, назван самым задним опорным подшипником ротора низкого давления. Межтурбинная рама 60, соответствующая настоящему изобретению, в осевом направлении расположена между турбиной 24 высокого давления и турбиной 26 низкого давления и, таким образом, по существу удерживает всю турбину 26 низкого давления.

Внутренний ротор 200 низкого давления при помощи заднего конического удлинения 132 внутреннего вала низкого давления, соединенного с внутренним валом 130 низкого давления, с возможностью вращения удерживается в радиальном направлении задним коническим удлинением 142 внешнего вала низкого давления внешнего ротора 202 низкого давления. Между задним внутренним выступом 192 заднего конического удлинения внешнего вала 142 низкого давления и внешним выступом 194 заднего конического удлинения 132 внутреннего вала низкого давления расположен дифференциальный подшипник 144 (также названный межвальным подшипником). Это позволяет внутреннему и внешнему роторам 200 и 202 низкого давления вращаться в противоположных направлениях.

Как показано на фиг.1, передний конец 70 высокого давления компрессора 18 высокого давления ротора 33 высокого давления с возможностью вращения удерживается в радиальном направлении подшипниковым узлом 80, установленным в опору 82 подшипникового узла, прикрепленную к раме 34 вентилятора. Как показано более подробно на фиг.3, задний конец 92 ротора 33 высокого давления в задней части с возможностью вращения удерживается в радиальном направлении пятым подшипником 94, установленным в переднюю опору 96 подшипника, прикрепленную к передней части 108 межтурбинной рамы 60. Передняя и задняя опоры 96 и 97 подшипников жестко соединены или прикреплены к передней и задней частям 108 и 110 соответственно межтурбинной рамы 60 и, таким образом, разнесены в осевом направлении. Передняя и задняя части 108 и 110 соответственно межтурбинной рамы 60 отделены вторым структурным кольцом 88.

Передний и задний картерные элементы 104 и 106 соединены с межтурбинной рамой 60, и их несут передняя и задняя опоры 96 и 97 подшипников. Передний и задний картерные элементы 104 и 106 удерживают пятый подшипник 94 и третий подшипник 76 в переднем и заднем цилиндрических центральных отверстиях 84 и 85 соответственно картерных элементов. Пятый подшипник 94 и третий подшипник 76 имеют переднюю и заднюю фиксированные внешние дорожки качения 176 и 178, которые жестко соединены с передней и задней опорами подшипников 96 и 97 соответственно.

Сзади от турбины 26 низкого давления расположен узел 150 выходных направляющих лопаток, который удерживает неподвижный венец выходных направляющих лопаток 152, которые проходят радиально внутрь между кожухом 54 турбины низкого давления и кольцевой коробчатой структурой 154. Узел 150 выходных направляющих лопаток выпрямляет завихренный поток газа, исходящий из турбины 26 низкого давления. Кожух 54 турбины низкого давления прикреплен болтами к корпусу 45 двигателя на конце межтурбинного переходного канала 114 между турбиной 24 высокого давления и турбиной 26 низкого давления. Куполообразная закрывающая пластина 156 прикреплена болтами к кольцевой коробчатой структуре 154. Узел 150 выходных направляющих лопаток не назван рамой и не функционирует как рама, поскольку он не удерживает с возможностью вращения ни один из роторов двигателя.

Задний картерный элемент 106 имеет первый радиус R1 от центральной оси 8, который существенно больше второго радиуса R2 переднего картерного элемента 104. Первый радиус R1 может по величине составлять 150-250% относительно второго радиуса R2. Задний картерный элемент 106 расположен в радиальном направлении на расстоянии от центральной оси 8 двигателя, которое существенно больше такого расстояния в существующих двигателях подобных размеров. Это способствует закреплению третьего подшипника 76 в заднем центральном отверстии 85, поскольку передняя и задняя опоры 96 и 97 подшипников разнесены в осевом направлении и жестко соединены с передней и задней частями 108 и 110 межтурбинной рамы 60 соответственно и отделены вторым структурным кольцом 88. Эти особенности конструкции увеличивают допустимые масштабы маневра благодаря повышению жесткости опоры третьего подшипника 76 и дифференциального подшипника 144, который с возможностью вращения удерживает внутренний барабанный ротор 146 и кольцевой внешний барабанный ротор 136 соответственно турбины 26 низкого давления.

На фиг.2 схематически показана альтернативная конфигурация турбовентиляторного двигателя 10, имеющего двухступенчатую турбину 324 высокого давления, имеющую две ступени рабочих лопаток 326 турбины высокого давления и венец направляющих лопаток 328 турбины высокого давления в противоположность турбовентиляторному газотурбинному двигателю 10, показанному на фиг.1 и 3, в котором турбина 24 высокого давления является одноступенчатой турбиной высокого давления с одной ступенью рабочих лопаток 326 турбины высокого давления. Здесь показано, как можно достигать значительного увеличения тяги двигателя без изменения диаметра D вентилятора. Увеличение тяги может достигаться посредством увеличения расчетной степени повышения давления вентилятором на уровне второго лопаточного венца 15 вентилятора при таком же диаметре кожуха вентилятора или диаметре D вентилятора, как и в двигателе с одноступенчатой турбиной высокого давления. Это позволяет создать систему двигателей, основанных на по существу аналогичной архитектуре двигателя и одних базовых компонентах. Диаметр D вентилятора всех двигателей 10 системы может быть по существу одинаковым. По меньшей мере две разные модели двигателя в системе могут иметь либо одноступенчатую турбину 24 высокого давления, либо двухступенчатую турбину 324 высокого давления двигателя 25 внутреннего контура.

Компрессор 18 высокого давления турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, соответствующего настоящему изобретению, предназначен для работы с относительно высокой степенью повышения давления компрессором в диапазоне около 15-30 и с общей степенью повышения давления в диапазоне около 40-65. Степень повышения давления компрессором - это мера повышения давления только на уровне компрессора 18 высокого давления. Общая степень повышения давления - это мера повышения давления на уровне вентилятора и на всем пути через компрессор 18 высокого давления, то есть это степень повышения давления на выходе компрессора высокого давления, деленная на значение давления окружающего воздуха 14, поступающего в секцию 12 вентилятора. Компрессор 18 высокого давления показан как имеющий шесть ступеней 48 высокого давления и три ступени 50 поворотных направляющих лопаток для первых четырех из числа ступеней 48 высокого давления. Можно использовать меньше четырех ступеней 50 поворотных направляющих лопаток. Компрессор 18 высокого давления имеет относительно небольшое количество ступеней 48 высокого давления, и изобретение предусматривает использование от шести до восьми ступеней высокого давления и около четырех ступеней 50 поворотных направляющих лопаток или менее. Это позволяет получать короткий двигатель, который все же обеспечивает высокую общую степень повышения давления в диапазоне 40-65.

Двигатель имеет расчетную степень двухконтурности в диапазоне 5-15 и расчетную степень повышения давления вентилятором в диапазоне 1,4-2,5. Вращающиеся в противоположных направлениях первый и второй лопаточные венцы 13 и 15 вентилятора предназначены для работы с окружными скоростями конца лопатки вентилятора, которые для двух лопаточных венцов в сумме составляют около 2000 футов в секунду, что позволяет использовать лопатки вентилятора из легкого композиционного материала. В турбине 26 низкого давления встречного вращения могут использоваться неохлаждаемые лопатки встречного вращения из легкого, термостойкого композиционного материала на керамической основе. Таким образом, двигатель 10 и вентиляторная секция 12 могут быть описаны как имеющие сумму рабочих окружных скоростей конца лопатки первого и второго лопаточных венцов 13 и 15 вентилятора, составляющую от 1000 до 2500 футов в секунду.

На фиг.1 показан радиус RT конца лопатки, измеренный от центральной оси 8 двигателя до конца 230 лопатки вентилятора первого лопаточного венца 13 вентилятора, и радиус RH ступицы, измеренный от центральной оси 8 двигателя до ступицы 234 ротора внутреннего ротора низкого давления на входе 235 во входной канал 19, ведущий к компрессору 18 высокого давления двигателя 25 первого контура. Двигатель 10, соответствующий настоящему изобретению, может быть выполнен с малым отношением радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки (RH/RT), находящимся в диапазоне от 0,20 до 0,35. Для данного сочетания площадей сечения кольцевых каналов входа вентилятора и входного канала малое отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки позволяет иметь меньший диаметр вентилятора по сравнению с вариантами с большим отношением. Однако уровни отношений радиуса входной ступицы вентилятора к радиусам конца лопатки ограничены возможностью конструирования пригодного диска для удерживания вращающихся лопаток вентилятора. Лопатки вентилятора в показанном здесь типичном варианте осуществления изобретения выполнены из легких композиционных материалов или алюминия, и окружные скорости конца лопатки вентилятора рассчитаны так, что диск 240 вентилятора может быть пригоден для такого малого отношения радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки, как 0,20. Малое отношение радиуса входной ступицы вентилятора к радиусу конца лопатки допускает получение малых уклонов и коротких длин переходного канала 242 двигателя первого контура между секцией 12 вентилятора и компрессором 18 высокого давления и межтурбинного переходного канала 114 между турбиной 24 высокого давления и турбиной 26 низкого давления.

Масляная смазка и откачка масла для дифференциального подшипника 144 осуществляется через питающее и возвратное отверстия 220 и 222 соответственно в районах малых напряжений в заднем коническом удлинении 142 внешнего вала низкого давления, показанного на фиг.1, 3 и 4. Этот признак способствует усилению роторов и допускает использование только двух рам для удерживания подшипников, рамы вентилятора и межтурбинной рамы для трехкаскадной конструкции с вращающимися в противоположных направлениях турбинами низкого давления и роторами.

Уплотнение роторов низкого давления встречного вращения относительно нагнетательного компрессора и кожухов турбины низкого давления усилено посредством использования щеточных уплотнений или других высокоэффективных уплотнений. На фиг.5 показано первое щеточное уплотнение 223, расположенное в уплотнительном устройстве между вторым вентилятором 6 и рамой 34 вентилятора. На фиг.6 показано второе щеточное уплотнение 224, расположенное в уплотнительном устройстве между передними концами 226 кожуха 54 турбины низкого давления и внешним барабанным ротором 136. На фиг.7 показано третье щеточное уплотнение 225, расположенное в уплотнительном устройстве между задним концом 228 кожуха 54 турбины низкого давления и последней ступенью 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, которая прикреплена болтами к внешнему барабанному ротору 136. Альтернативой щеточным уплотнениям являются бесконтактные уплотнения, такие как отсосные уплотнения или торцевые уплотнения в части или во всех указанных выше районах. На фиг.8 показано первое бесконтактное уплотнение 224, расположенное в уплотнительном устройстве между вторым вентилятором 6 и рамой 34 вентилятора. На фиг.9 показано второе бесконтактное уплотнение 246, расположенное в уплотнительном устройстве между передними концами 226 кожуха 54 турбины низкого давления и внешним барабанным ротором 136. На фиг.10 показано третье бесконтактное уплотнение 248, расположенное в уплотнительном устройстве между задним концом 228 кожуха 54 турбины низкого давления и последней ступенью 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, которая прикреплена болтами к внешнему барабанному ротору 136. В других вариантах осуществления изобретения уплотнения могут быть комбинацией щеточных уплотнений и бесконтактных уплотнений.

Настоящее изобретение было описано на иллюстративном примере его осуществления. Следует понимать, что терминология, которая была использована, имеет скорее описательный характер и не вносит ограничений. Хотя здесь описано то, что рассматривается как предпочтительные и типичные варианты осуществления настоящего изобретения, для специалистов в данной области техники при ознакомлении с данным описанием будут очевидны другие модификации изобретения и, таким образом, желательно защитить в прилагаемой формуле изобретения все такие модификации как соответствующие сущности и объему изобретения.

Соответственно, объем защиты изобретения определен нижеследующей формулой изобретения, содержащей его отличительные признаки.

Список деталей:

4. Первый вентилятор.

6. Второй вентилятор.

8. Центральная ось двигателя.

9. Стенка внешнего контура.

10. Газотурбинный двигатель.

11. Кожух вентилятора.

12. Вентиляторная секция.

13. Первый лопаточный венец вентилятора.

14. Окружающий воздух.

15. Второй лопаточный венец вентилятора.

16. Первый нагнетательный компрессор.

17. Второй нагнетательный компрессор.

18. Компрессор высокого давления (НРС).

19. Входной канал.

20. Камера сгорания.

21. Внешний контур.

22. Вращающаяся стенка.

23. Радиально-наружная часть.

24. Турбина высокого давления (НРТ).

25. Двигатель внутреннего контура.

26. Турбина низкого давления (LPT).

27. Вал высокого давления.

28. Радиально-внутренняя часть.

30. Вал низкого давления.

31. Ротор низкого давления.

32. Рамная конструкция.

33. Ротор высокого давления.

34. Рама вентилятора.

36. Второй подшипник.

43. Задний упорный подшипник.

44. Опора первого подшипника.

45. Кожух двигателя.

47. Вторая опора подшипника.

54. Кожух.

55. Передний упорный подшипник.

56. Проходящее вперед удлинение.

60. Межтурбинная рама.

70. Передний конец компрессора высокого давления.

76. Третий подшипник (второй подшипник рамы турбины).

80. Подшипниковый узел.

82. Опора подшипникового узла.

84. Переднее центральное отверстие.

85. Заднее центральное отверстие.

86. Внешнее первое структурное кольцо.

88. Внутреннее второе структурное кольцо.

90. Стойки.

92. Задний конец.

94. Пятый подшипник (первый подшипник рамы турбины).

96. Передняя опора подшипника.

97. Задняя опора подшипника.

104. Передний картерный элемент.

106. Задний картерный элемент.

108. Передняя часть.

110. Задняя часть.

114. Межтурбинный переходный канал.

118. Передний держатель на раме вентилятора.

120. Задний держатель на раме турбины.

122. U-образная вилка.

130. Внутренний вал низкого давления.

132. Заднее коническое удлинение внутреннего вала низкого давления.

133. Переднее коническое удлинение внутреннего вала.

136. Внешний барабанный ротор.

138. Первые лопаточные венцы турбины низкого давления.

139. Последняя ступень.

140. Внешний вал низкого давления.

142. Заднее коническое удлинение внешнего вала низкого давления.

143. Переднее коническое удлинение внешнего вала.

144. Дифференциальный подшипник.

146. Внутренний барабанный ротор.

148. Вторые лопаточные венцы турбины низкого давления.

150. Узел выходных направляющих лопаток.

152. Выходные направляющие лопатки.

154. Кольцевая коробчатая структура.

156. Куполообразная закрывающая пластина.

166. Первая роторная секция нагнетательного компрессора.

168. Первые лопаточные венцы нагнетательного компрессора.

170. Вторая роторная секция нагнетательного компрессора.

172. Вторые лопаточные венцы нагнетательного компрессора.

176. Передняя фиксированная внешняя дорожка качения.

178. Задняя фиксированная внешняя дорожка качения.

190. Передний внутренний выступ.

192. Задний внутренний выступ.

194. Внешний выступ.

200. Внутренний ротор низкого давления.

202. Внешний ротор низкого давления.

208. Передний дифференциальный подшипник.

220. Питающие отверстия.

222. Возвратные отверстия.

224. Щеточные уплотнения.

230. Конец лопатки вентилятора.

234. Ступица ротора.

240. Диск вентилятора.

242. Переходный канал двигателя внутреннего контура.

324. Двухступенчатая турбина высокого давления.

326. Рабочие лопатки турбины высокого давления.

328. Направляющие лопатки турбины высокого давления.

D - Диаметр вентилятора.

R1 - Первый радиус.

R2 - Второй радиус.