Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель



Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель
Узел вентилятора на лопасти, а также турбовентиляторный газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2433290:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (US)

Узел вентилятора на лопасти содержит радиально внутренние и радиально наружные аэродинамические поверхности, проходящие, соответственно, радиально внутрь и радиально наружу от кольцевого бандажа, и внутренние и наружные хорды. Внутренние и наружные хорды проходят между внутренними и наружными передними и задними кромками поперечных сечений внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, соответственно, радиально наружных и внутренних аэродинамических поверхностей. Кольцевой бандаж расположен по окружности с центром на осевой линии. Внутренние и наружные углы наклона между внутренними и наружными хордами, соответственно, на бандаже и осевой линией отличаются друг от друга. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель содержит описываемый узел вентилятора на лопасти. Изобретение направлено на повышение эффективности работы при больших соотношениях давления на ступицу вентилятора и давления воздушной струи внешнего контура для обеспечения высокой удельной тяги в режиме взлета и набора высоты, а также при работе на низких коэффициентах давления воздушной струи второго контура. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Настоящее изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям с вентилятором на лопасти (типа FLADE) и, в частности, к авиационным газотурбинным двигателям с вентилятором двустороннего вращения на лопасти.

Газотурбинные двигатели изменяемого цикла с высокими техническими характеристиками используют благодаря их уникальной способности к эффективной работе при различных параметрах тяги и скоростях полета, причем как на дозвуковых, так и сверхзвуковых скоростях. Важной особенностью газотурбинного двигателя изменяемого цикла, способствующей его высоким эксплуатационным характеристикам, является способность поддерживать практически постоянный входной поток воздуха при изменении тяги. Эта особенность обеспечивает важные эксплуатационные преимущества в режимах работы на неполной мощности или в условиях максимальной тяги, например, при полетах на дозвуковых скоростях.

Поводом для разработки и испытаний турбовентиляторных газотурбинных двигателей двустороннего вращения также послужила присущая им уникальная способность к эффективной работе и высокому кпд. Кроме того, вентиляторы двустороннего вращения с приводом от турбин двустороннего вращения позволяют не использовать неподвижные направляющие лопатки в узле вентилятора и, по меньшей мере, одно сопло в турбинном узле двигателя. Это значительно уменьшает вес двигателя. Еще одним вопросом, связанным с эффективностью двигателя, является необходимость выравнивания крутящего момента между вентиляторами двустороннего вращения.

Один из двигателей изменяемого цикла, так называемый двигатель с вентилятором на лопасти (FLADE-двигатель или fan-on-blade-двигатель), характеризуется тем, что наружный вентилятор приводится в движение расположенным внутри него в радиальном направлении вентилятором и выпускает создаваемый им воздушный поток в канал наружного вентилятора, который обычно является соосным с каналом внутреннего вентилятора, окружающим внутренний вентилятор, и окружает этот канал. Один такой двигатель, раскрытый в патенте США № 4043121, снабжен вентилятором на лопасти и каналом наружного вентилятора, внутри которого регулируемый направляющий аппарат управляет циклом посредством регулирования количества воздуха, проходящего через канал наружного вентилятора на лопасти.

Были исследованы другие высокоэффективные газотурбинные авиационные двигатели изменяемого цикла с вентилятором на лопасти, способные поддерживать практически постоянный входной поток воздуха в относительно широком диапазоне тяговых усилий при заданных внешних условиях дозвукового полета, таких как высота и число Маха, позволяя избежать сопротивления, обусловленного вытеканием воздуха из воздушного пузыря, образуемого набегающим потоком, в определенном диапазоне исследуемых условий полета. Эта способность особенно необходима при дозвуковых режимах работы двигателя. Примеры таких двигателей раскрыты в патентах США № 5404713, 5402963, 5261227, а также в европейском патенте EP 0567277. Ранее разработанные вентиляторы на лопасти содержали внутренний и наружный участки лопасти на лопасти, по свойствам сечения близкие к непрерывному сечению в области переходной зоны, или бандаже, разделяющем внутренний и наружный участки, или внутреннюю и наружную лопасти, вентилятора на лопасти. Результатом этого, в свою очередь, стало одинаковое количество внутренних и наружных лопастей вентилятора на лопасти.

Существует большая потребность в получении авиационного газотурбинного двигателя двустороннего вращения, который может направлять течение воздушного потока внешнего контура из вентиляторного узла вокруг внутреннего контура двигателя и в воздушную струю внешнего контура, а также эффективно работать при больших соотношениях давления на ступицу вентилятора и давления воздушной струи внешнего контура, для обеспечения высокой удельной тяги в режиме взлета и набора высоты, а также при работе на низких коэффициентах давления воздушной струи второго контура, для обеспечения хорошего удельного расхода топлива в крейсерском режиме полета. Также существует потребность в двигателях с вентиляторами двустороннего вращения для исключения использования неподвижных направляющих лопаток в вентиляторном узле двигателя, сведения к минимуму числа сопел или лопаток в турбине и выравнивания крутящего момента между вентиляторами двустороннего вращения. Также существует потребность в конструкции лопаток внутреннего вентилятора и наружного вентилятора на лопасти, обеспечивающей наибольшую эффективность.

Согласно первому объекту настоящего изобретения создан узел вентилятора на лопасти, содержащий радиально внутренние и радиально наружные аэродинамические поверхности, проходящие, соответственно, радиально внутрь и радиально наружу от кольцевого бандажа, расположенного по окружности с центром на осевой линии, и внутренние и наружные хорды, проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками поперечных сечений внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, соответственно, радиально наружных и внутренних аэродинамических поверхностей, при этом внутренние и наружные углы наклона между внутренними и наружными хордами, соответственно, на бандаже и осевой линией отличаются друг от друга.

Предпочтительно, число радиально наружных аэродинамических поверхностей превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей.

Предпочтительно, число радиально наружных аэродинамических поверхностей превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей в диапазоне от приблизительно 1,5:1 до приблизительно 4:1.

Предпочтительно, число радиально наружных аэродинамических поверхностей превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей в соотношении 2:1.

Предпочтительно, число радиально наружных аэродинамических поверхностей превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей в соотношении 1,5:1.

Предпочтительно, радиально направленные линейные траектории погонной нагрузки проходят вдоль радиусов от осевой линии через внутренние и наружные аэродинамические поверхности и через вращающийся бандаж, расположенный между аэродинамическими поверхностями.

Предпочтительно, узел дополнительно содержит поперечные сечения внутренних и наружных аэродинамических поверхностей на кольцевом бандаже, внутренние и наружные хорды, проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками, соответственно, поперечных сечений внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, первый участок радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки, проходящий вблизи внутренних и наружных передних кромок или через них, и второй участок радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки, проходящий вблизи внутренних и наружных задних кромок или через них.

Предпочтительно, узел дополнительно содержит поперечные сечения внутренних и наружных аэродинамических поверхностей на кольцевом бандаже, внутренние и наружные хорды, проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками, соответственно, поперечных сечений внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, первый участок радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки, проходящий вблизи внутренних и наружных передних кромок или через них, второй участок радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки, проходящий вблизи внутренних и наружных задних кромок или через них, и третий участок радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки, проходящий через внутренние и наружные точки между внутренними и наружными задними кромками вдоль внутренних и наружных хорд, соответственно.

Предпочтительно, узел дополнительно содержит поперечные сечения внутренних и наружных аэродинамических поверхностей на кольцевом бандаже, внутренние и наружные хорды, проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками, соответственно, поперечных сечений внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, и множество участков радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки, проходящих через внутренние и наружные точки между внутренними и наружными задними кромками вдоль внутренних и наружных хорд, соответственно.

Согласно второму объекту настоящего изобретения создан турбовентиляторный газотурбинный двигатель с вентилятором двустороннего вращения на лопасти, содержащий отстоящие по оси передний и задний вентиляторы двустороннего вращения, расположенные по окружности с центром на осевой линии, по меньшей мере, один ряд лопастей вентилятора с радиально наружными аэродинамическими поверхностями, расположенными радиально снаружи на одном из вентиляторов двустороннего вращения - переднем или заднем, имеющем радиально внутренние аэродинамические поверхности, и присоединенными к нему с возможностью передачи приводного усилия, кольцевой бандаж, расположенный между радиально наружными и радиально внутренними аэродинамическими поверхностями, радиально наружные и радиально внутренние аэродинамические поверхности, проходящие, соответственно, радиально наружу и радиально внутрь от кольцевого бандажа, внутренние и наружные хорды, проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками поперечных сечений внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, соответственно, радиально внутренних и радиально наружных аэродинамических поверхностей, при этом внутренние и наружные углы наклона между внутренними и наружными хордами, соответственно, на бандаже и осевой линией отличаются друг от друга.

Предпочтительно, лопасти вентилятора соединены с возможностью передачи приводного усилия с задним вентилятором двустороннего вращения.

Предпочтительно, лопасти вентилятора соединены с возможностью передачи приводного усилия с передним вентилятором двустороннего вращения.

Далее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид в поперечном сечении первого варианта осуществления газотурбинного авиационного двигателя с вентилятором на лопасти, хорды вентиляторов двустороннего вращения, в котором имеют разные углы наклона во внутреннем и наружном профилях аэродинамических поверхностей на бандаже, расположенном между ними;

Фиг. 2 - увеличенный вид в поперечном сечении, иллюстрирующий вентиляторный узел частного варианта осуществления двигателя, показанного на Фиг. 1;

Фиг. 3 - вид в перспективе одного из вентиляторов двигателя, показанного на Фиг. 2;

Фиг. 4 - вид в перспективе в окружном направлении фрагмента одного из вентиляторов, проиллюстрированных на Фиг. 2;

Фиг. 5 - вид в перспективе сзади фрагмента одного из вентиляторов, проиллюстрированных на Фиг. 2;

Фиг. 6 - вид в перспективе фрагмента одного из вентиляторов с Фиг. 2 по нормали к внутренней лопасти;

Фиг. 7 - схематичный вид в плане в поперечном сечении профилей внутренних и наружных аэродинамических поверхностей и соответствующих хорд на бандаже для соотношения числа наружных аэродинамических поверхностей к числу внутренних аэродинамических поверхностей, составляющего 1:1;

Фиг. 8 - схематичный вид в плане в поперечном сечении профилей внутренних и наружных аэродинамических поверхностей и соответствующих хорд на бандаже для соотношения числа наружных аэродинамических поверхностей к числу внутренних аэродинамических поверхностей, составляющего 2:1;

Фиг. 9 - схематичный вид в плане в поперечном сечении профилей внутренних и наружных аэродинамических поверхностей и соответствующих на бандаже для соотношения числа наружных аэродинамических поверхностей к числу внутренних аэродинамических поверхностей, составляющего 3:1.

На Фиг. 1-3 показан газотурбинный авиационный двигатель 1 с вентиляторами двустороннего вращения на лопасти, содержащий приточное отверстие 11 вентиляторного узла, ведущее к верхнему по потоку и нижнему по потоку, или, соответственно, переднему и заднему вентиляторам 130, 132 двустороннего вращения. Круговой ряд направляющих лопаток 35 приточного отверстия вентиляторного узла расположен между приточным отверстием 11 вентилятора и передним вентилятором 130 двустороннего вращения. Узел 60 вентилятора на лопасти содержит вентилятор 2 на лопасти с, по меньшей мере, одним рядом лопастей 5 вентилятора, расположенных в канале 3 вентилятора на лопасти, воздушный поток 80 из которого выпускается через лопасти 5 вентилятора на лопасти. Ряд лопастей 5 расположен радиально снаружи относительно одного из вентиляторов 130, 132 двустороннего вращения - переднего или заднего, функционально связан с ним и приводится им в движение. Лопасти 5 вентилятора на лопасти расположены по оси сзади и впереди по ходу потока относительно регулируемого направляющего входного аппарата 6 вентилятора на лопасти. На Фиг. 1 проиллюстрирован задний вентилятор 132 на лопасти, имеющий ряд лопастей 5 вентилятора на лопасти. Вентилятор 2 на лопасти расположен ниже по потоку кольцевого входного отверстия 8 канала 3. Входное отверстие 8 и приточное отверстие 11 вентиляторного узла совместно образуют воздухозаборник 13 двигателя с вентилятором на лопасти с сечением АI. Воздушный поток 80 может быть использован для охлаждения, например, полой центральной части 72 корпуса или для других целей. При необходимости часть воздушного потока 80 можно инжектировать в поток 122 выходящих газов двигателя 1 через заднюю створку 144 регулируемого инжектора внешнего контура.

Выше по потоку и сзади в осевом направлении относительно переднего и заднего вентиляторов 130, 132 двустороннего вращения находится внутренний контур 18 двигателя, содержащий кольцевое входное отверстие 17 внутреннего контура двигателя и ось или осевую линию 12, проходящую вперед 14 и назад 16. Внешний контур 40 вентилятора, расположенный ниже по потоку и сзади в осевом направлении относительно переднего и заднего вентиляторов 130, 132 двустороннего вращения, охватывает внутренний контур 18 двигателя. Канал 3 вентилятора на лопасти охватывает передний и задний вентиляторы 130, 132 двустороннего вращения и внешний контур 40 вентиляторного узла.

Одним из важных условий работы рассматриваемого воздухозаборника является коэффициент восстановления скоростного напора. Хороший воздухозаборник должен иметь характеристики обработки воздуха, согласованные с двигателем, а также малое динамическое сопротивление и хорошую устойчивость потока. Во время работы двигателя на дозвуковых скоростях, если величина АI слишком мала для приточного воздушного потока, входная ударная волна перемещается ниже по потоку относительно критического сечения воздухозаборника, ухудшаются параметры восстановления давления после удара, и откорректированный по выходу поток из воздухозаборника возрастает, приходя в соответствие с потребностью двигателя. Если АI слишком велико, воздухозаборник 13 двигателя с вентилятором на лопасти подает больше воздуха, чем двигатель может израсходовать, что приводит к появлению избыточного аэродинамического сопротивления («сопротивления выплеска»), так как избыточный воздух нужно либо обвести вокруг двигателя по внешнему контуру, либо вывести обратно через воздухозаборник. Слишком большое или слишком малое количество воздуха пагубно отражается на работе летательного аппарата. Конструкция и принцип работы вентилятора 2 на лопасти и канала 3 вентилятора на лопасти помогают в управлении входным воздушным потоком, подаваемым из воздухозаборника на вентиляторы.

Размер приточного отверстия 11 вентиляторного узла позволяет принимать полный поток 15 воздуха через двигатель на полной мощности, причем воздухозаборник 13 двигателя с вентилятором на лопасти перекрывается, по существу, посредством перекрывания регулируемого направляющего входного аппарата 6 вентилятора на лопасти. Кроме того, конструкция и принцип работы двигателя позволяют полностью открывать входное отверстие канала вентилятора на лопасти в заданном дроссельном режиме при полете не на полной мощности и практически перекрывать в режиме работы на полной мощности, например при взлете. Задний вентилятор 132 двустороннего вращения имеет один ряд в основном направленных радиально наружу и отстоящих по окружности лопастей 32. Лопасти 5 вентилятора вентилятором на лопасти и лопасти 32 второго вентилятора разделены вращающимся кольцевым бандажом 9, на котором установлены лопасти 5 вентилятора на лопасти. Передний вентилятор 130 двустороннего вращения имеет один ряд в основном направленных радиально наружу и отстоящих по окружности лопастей 33 первого вентилятора. Лопасти 5 вентилятора на лопасти используются в основном для гибкого приспосабливания к требованиям к входному воздушному потоку.

Узлы вентилятора на лопасти, раскрытые в патентах согласно предшествующему уровню техники, имеют радиально внутренние лопасти и радиально наружные лопасти, или лопасти вентилятора на лопасти, по характеристикам сечения приближающиеся к непрерывному сечению в переходной области бандажа вентилятора на лопасти, расположенного между внутренними и наружными лопастями. В предшествующем уровне техники также раскрыты лопасти вентилятора на лопасти, количество которых равно количеству лопастей первого или второго вентилятора, к которому они прикреплены. В некоторых вентиляторах на лопасти согласно предшествующему уровню техники радиально наружные лопасти, или лопасти вентилятора на лопасти, считаются продолжением радиально внутренних лопастей вентилятора.

Лопасти 32 второго вентилятора и лопасти 5 вентилятора на лопасти содержат радиально наружные и радиально внутренние аэродинамические поверхности 61, 62, расположенные по окружности с центром на осевой линии 12 и проходящие радиально наружу от радиально внутреннего и радиально наружного оснований 111, 112 до радиально внутреннего и наружного краев 114, 116, соответственно (см. Фиг. 2-6). Следует отметить, что проиллюстрированный узел 60 вентилятора на лопасти представляет собой цельную сборочную единицу кольцевой формы, а на Фиг. 4-6 представлены его фрагменты в качестве дополнительной иллюстрации контура бандажа 9 и внутренней и наружной аэродинамических поверхностей 61, 62. Кроме того, внутренние и наружные аэродинамические поверхности 61, 62 (см. Фиг. 7, 8 и 9) имеют внутренние и наружные профили 118, 120 на бандаже 9. Внутренние и наружные хорды 124, 126 внутреннего и наружного профилей 118, 120 аэродинамических поверхностей проходят между внутренней и наружной передней и задней кромками ILE, ITE и OLE, OTE внутренней и наружной аэродинамических поверхностей 61, 62, соответственно. Внутренний и наружный углы 168, 170 наклона определяются как углы между внутренней и наружной хордами 124, 126 и осевой линией 12 на бандаже 9.

Внутренний и наружный углы 168, 170 наклона выбраны различными, чтобы оптимизировать конструкцию и принцип работы, по меньшей мере, одного из вентиляторов двустороннего вращения, представленного в данном описании как расположенный ниже по потоку, или задний, вентилятор 132 двустороннего вращения, или радиально внутренней лопасти вентилятора, представленной здесь как лопасть 32 второго вентилятора, и использовать преимущества аэродинамической эффективности и более низкой угловой скорости вращения, обеспечиваемых вентиляторами двустороннего вращения. В представленном на Фиг. 7 варианте осуществления узла 60 вентилятора на лопасти число лопастей 5 вентилятора на лопасти и наружных аэродинамических поверхностей 62 равно числу лопастей 32 второго вентилятора и внутренних аэродинамических поверхностей 61. В представленном на Фиг. 8 и 9 варианте осуществления узла 60 вентилятора на лопасти число лопастей 5 вентилятора на лопасти и наружных аэродинамических поверхностей 62 превышает число лопастей 32 второго вентилятора и внутренних аэродинамических поверхностей 61. В других вариантах осуществления узла 60 вентилятора на лопасти отношение числа лопастей 5 вентилятора на лопасти и наружных аэродинамических поверхностей 62 к числу лопастей 32 второго вентилятора и внутренних аэродинамических поверхностей 61 может составлять от 1,5:1 до 4:1. Отношение числа лопастей 5 вентилятора на лопасти и наружных аэродинамических поверхностей 62 к числу лопастей 32 второго вентилятора и внутренних аэродинамических поверхностей 61 в приведенном в качестве примера варианте осуществления узла 60 вентилятора на лопасти, представленном на Фиг. 3-6 и 8, составляет 2:1. Отношение числа лопастей 5 вентилятора на лопасти и наружных аэродинамических поверхностей 62 к числу лопастей 32 второго вентилятора и внутренних аэродинамических поверхностей 61 составляет 1:1 в варианте осуществления, представленном на Фиг. 7, и 3:1 в варианте осуществления, представленном на Фиг. 9.

Радиально направленные траектории LP линейной погонной нагрузки проходят вдоль радиусов R от осевой линии 12 и диска 25 заднего вентилятора 132 двустороннего вращения через внутренние и наружные аэродинамические поверхности и вращающийся бандаж 9 между ними. Согласно варианту осуществления узла 60 вентилятора на лопасти, представленному на Фиг. 3-6 и 7, на каждую внутреннюю аэродинамическую поверхность 61 приходятся две наружные аэродинамические поверхности 62, тогда как согласно варианту осуществления узла 60 вентилятора на лопасти, представленному на Фиг. 8, на каждые две внутренние аэродинамические поверхности 61 приходится три наружные аэродинамические поверхности 62. При этом первый участок 134 радиально направленных траекторий LP линейной погонной нагрузки проходит вблизи внутренней и наружной передних кромок ILE, OLE или через них, а второй участок 136 радиально направленных траекторий линейной LP погонной нагрузки проходит вблизи внутренней и наружной задних кромок ITE, OTE или через них.

Согласно варианту осуществления, проиллюстрированному на Фиг. 8, узел 60 вентилятора на лопасти содержит три наружные аэродинамические поверхности 62, приходящиеся на каждые две внутренние аэродинамические поверхности 61, а также третий участок 140 радиально направленных траекторий LP линейной погонной нагрузки, проходящий через внутреннюю и наружную точки 148, 150 между внутренней и наружной задними кромками ITE, OTE вдоль внутренней и наружной хорд 124, 126, соответственно. В целом, возможно использование множества участков радиально направленных траекторий LP линейной погонной нагрузки, проходящих через внутренние и наружные точки 148, 150 между внутренними и наружными задними кромками ITE, OTE вдоль внутренних и наружных хорд 124, 126, соответственно. Внутренние и наружные точки 148, 150 необязательно должны располагаться вблизи внутренних и/или наружных задних кромок ITE, OTE.

Представленный узел 60 вентилятора на лопасти может иметь один или более круговых рядов радиусов R. Варианты осуществления узла 60 вентилятора на лопасти, представленные на Фиг. 7, 8 и 9, содержат, по меньшей мере, первый круговой ряд 152 радиусов R, проходящих радиально наружу от осевой линии 12 и по нормали к ней, причем каждый из радиусов R первого кругового ряда 152 пересекает одну из внутренних хорд 124 и одну из наружных хорд 126. Более конкретно - второй круговой ряд 154 радиусов R проходит радиально наружу от осевой линии 12 и по нормали к ней, причем радиусы R первого кругового ряда 152 проходят вблизи внутренних и наружных передних кромок ILE, OLE или через них, а радиусы R второго кругового ряда 154 проходят вблизи внутренних и наружных задних кромок ITE, OTE или через них. Третий круговой ряд 156 радиусов R (см. Фиг. 8) проходит радиально наружу от осевой линии 12 и по нормали к ней, причем радиусы R третьего кругового ряда 156 проходят между внутренними и наружными задними кромками ITE, OTE вдоль внутренних и наружных хорд 124, 126, соответственно. В общем случае возможно наличие множества рядов радиусов R, пересекающих внутренние и наружные хорды 124, 126, соответственно. Необязательно, чтобы ряды радиусов R пересекали внутренние и наружные хорды 124, 126 по внутренним и/или наружным задним кромкам ITE, OTE или вблизи них.

Регулируемый входной направляющий аппарат 6 вентилятора на лопасти, управляющий завихрением на лопастях 5 вентилятора на лопасти и их наружных аэродинамических поверхностях 62, контуре бандажа 9 и внутренней хорде 124, предназначен для получения нужного углового и радиального выравнивания внутренних и наружных хорд 124, 126 внутренних и наружных профилей 118, 120 аэродинамических поверхностей, внутренних и наружных углов 168, 170 наклона и пересечения между внутренними хордами 124 и одной из наружных хорд 126. Результатом этого является уникальная диагональная структура потока в области радиально внутренних краев 114 лопастей 32 второго вентилятора, что способствует уменьшению потерь на удар на лопастях 32 второго вентилятора. Конкретной областью применения представленного варианта осуществления узла 60 вентилятора на лопасти с разными наружными и внутренними углами наклона 168, 170 является задний вентилятор 132 двустороннего вращения.

Внутренний контур 18 двигателя (см. Фиг. 1) содержит, если смотреть последовательно по ходу потока в осевом направлении, ведомый вентилятор 37 внутреннего контура, имеющий ряд лопастей 36, компрессор 20 высокого давления, камеру 22 сгорания и турбину 23 высокого давления, имеющую ряд лопастей 24. Вал 26 высокого давления, ось которого совпадает с осевой линией 12 двигателя 1, неподвижно соединяет между собой компрессор 20 высокого давления и лопасти 24 турбины высокого давления. Внутренний контур 18 двигателя вырабатывает газообразные продукты сгорания. Сжатый воздух из компрессора 20 высокого давления смешивается в камере 22 сгорания с топливом и воспламеняется, выделяя газообразные продукты сгорания. Из этих газообразных продуктов посредством лопастей 24 турбины высокого давления, приводящей в действие ведомый вентилятор 37 внутреннего контура, и компрессора 20 высокого давления выделяется работа. Вал 26 высокого давления вращает ведомый вентилятор 37 внутреннего контура с одним рядом отстоящих по окружности лопастей 36, имеющих в основном расположенные радиально снаружи краевые участки 38 лопастей, отделенные от в основном расположенных радиально внутри втулочных участков 39 лопастей кольцевым бандажом 108 вентилятора.

Газообразные продукты сгорания выходят из внутреннего контура 18 двигателя в первую и вторую турбины 19, 21 низкого давления с двусторонним вращением, имеющие первый и второй ряды лопастей 28, 29, соответственно. Вторая турбина 21 низкого давления соединена с возможностью передачи приводного усилия с передним вентилятором 130 двустороннего вращения посредством первого вала 30 низкого давления, причем составленная из них сборочная единица обозначена как первый каскад 240 низкого давления. Первая турбина 19 низкого давления соединена с возможностью передачи приводного усилия с задним вентилятором 132 двустороннего вращения посредством второго вала 31 низкого давления, причем составленная из них сборочная единица обозначена как второй каскад 242 низкого давления. Турбина 23 высокого давления содержит ряд неподвижных направляющих лопаток 110 сопла турбины высокого давления (ТВД), который направляет поток от камеры 22 сгорания к ряду лопастей 24 турбины высокого давления.

Затем поток от ряда лопастей 24 турбины высокого давления направляется в турбины 21 и 19 низкого давления и в первый и второй ряды лопастей 29 и 28 турбин низкого давления, соответственно. Двигатель 1 согласно проиллюстрированному варианту осуществления (см. Фиг. 1-2) содержит ряд неподвижных направляющих лопаток 66 низкого давления между вторым и первым рядами лопастей 29 и 28 турбин низкого давления. Сопло 218 двигателя с регулируемым проходным сечением, имеющее регулируемое проходное сечение А8, расположено ниже по потоку и сзади в направлении оси относительно второй турбины 21 низкого давления с двусторонним вращением и внешнего контура 40 вентиляторного узла.

Как показано на Фиг. 1-2, первое входное отверстие 42 во внешний контур 40 вентиляторного узла расположено, в осевом направлении, между задним вентилятором 132 двустороннего вращения и кольцевым входным отверстием 17 внутреннего контура двигателя, ведущим во внутренний контур двигателя 18, что обеспечивает два соосных пути прохождения потока внешнего контура двигателя во внешний контур вентилятора от переднего и заднего вентиляторов 130, 132 двустороннего вращения. Лопасти 33 переднего вентилятора 130 двустороннего вращения и лопасти 32 заднего вентилятора 132 двустороннего вращения радиально пересекают канал 138 первого вентилятора. Ряд отстоящих по окружности направляющих лопаток 35 входного направляющего аппарата радиально пересекает первый канал 138 вентиляторного узла и расположен выше по потоку и впереди в направлении оси относительно переднего и заднего вентиляторов 130, 132 двустороннего вращения. Первый канал 138 вентиляторного узла содержит передний и задний вентиляторы 130, 132 двустороннего вращения, включая лопасти 33, 32 первого и второго вентиляторов и ряд отстоящих по окружности лопаток 35 входного направляющего аппарата. Ряд лопастей 36 ведомого вентилятора 37 внутреннего контура радиально пересекает кольцевой второй канал 142 вентиляторного узла. Второй канал вентиляторного узла начинается, в осевом направлении, позади первого входного отверстия 42 внешнего контура и расположен радиально внутри относительно внешнего контура 40 вентиляторного узла. Кольцевой первый делитель потока 45 расположен между первым входным отверстием 42 внешнего контура и вторым каналом 142 вентиляторного узла.

Полный воздушный поток 15 двигателя делится между входным отверстием 8 канала вентилятора на лопасти и приточным отверстием 11 вентиляторного узла. Воздушный поток 50 через вентиляторный узел проходит через приточное отверстие 11, а затем через передний и задний вентиляторы 130, 132 двустороннего вращения. Первая часть 52 воздушного потока 50 через вентиляторный узел проходит через первое входное отверстие 42 внешнего контура 40 вентиляторного узла, когда передняя створка 44 инжектора внешнего контура с регулируемым сечением (VABI) в первом входном отверстии 42 внешнего контура открыта, а оставшаяся часть воздуха 54 проходит через ведомый вентилятор 37 внутреннего контура и ряд его лопастей 36. Ряд отстоящих по окружности неподвижных направляющих лопаток 34 ведомого вентилятора во втором канале 142 вентиляторного узла расположен, в осевом направлении, между рядом лопастей 32 второго вентилятора и лопастями 36 ведомого вентилятора 37 внутреннего контура. Ряд неподвижных направляющих лопаток 34 ведомого вентилятора и лопасти 36 ведомого вентилятора 37 внутреннего контура пересекают в радиальном направлении второй канал 142 вентиляторного узла. Лопаточный бандаж 106 делит неподвижные направляющие лопатки 34 ведомого вентилятора в радиальном направлении на втулочные участки 85 лопаток и краевые участки 84 лопаток, соответственно. Лопастной бандаж 108 делит лопасти 36 ведомого вентилятора внутреннего контура, в радиальном направлении, на втулочные участки 39 и краевые участки 38, соответственно.

Вторая часть 56 воздушного потока внешнего контура направлена через краевой вентиляторный канал 146, пересекая краевые участки 84 неподвижных направляющих лопаток 34 ведомого вентилятора внутреннего контура и краевые участки 38 лопастей 36 ведомого вентилятора, во второе входное отверстие 46 второго канала 58 внешнего контура и во внешний контур 40 вентиляторного узла. При необходимости в заднем конце второго канала 58 внешнего контура может быть расположена средняя створка инжектора внешнего контура с регулируемым сечением для регулирования потока, проходящего через второе входное отверстие 46 внешнего контура во внешний контур 40 вентиляторного узла. Задняя створка 49 инжектора внешнего контура с регулируемым сечением расположена в заднем конце внешнего контура 40 вентиляторного узла для смешивания воздуха 78 внешнего контура с воздухом 70, выходящим из внутреннего контура.

Краевой вентиляторный канал 146 содержит лопаточный и вентиляторный бандажи 106, 108 и второй делитель 55 потока на переднем краю лопаточного бандажа 106. Первое и второе средства 91, 92 регулирования предусмотрены для независимого регулирования сечений потоков через втулочные и краевые участки 84, 85 лопаток, соответственно. Представленные в данном примере первое и второе средства 91, 92 регулирования содержат независимо регулируемые втулочный и краевой участки 85, 84 лопатки, соответственно (см. патент США № 5806303). Конструкции независимо регулируемых втулочного и краевого участков 85, 84 могут обеспечивать возможность поворота втулочного и краевого участков 85, 84 лопатки, целиком и независимо друг от друга. Другие возможные варианты раскрыты в патентах США № 5809772 и 5988890.

Другой вариант осуществления независимо регулируемых втулочного и краевого участков 85, 84 лопатки содержит поворотные втулочные и краевые элементы 86, 88 независимо регулируемых втулочного и краевого участков 85, 84 лопатки (см. Фиг. 1). Первое и второе средства регулирования 91, 92 могут содержать независимо поворачиваемые элементы. Альтернативные средства регулирования, применяемые в конструкциях неподвижных лопаток вентиляторов, включают в себя перемещающиеся в осевом направлении кольца, а также средства, известные в качестве средств механического регулирования зазора в реактивных двигателях (т.е. механического приближения и удаления расположенных по окружности фрагментов бандажа относительно краев ряда вращающихся лопастей в радиальном направлении для поддержания постоянного зазора, причем независимо от разницы скоростей теплового расширения и сжатия). Дополнительные средства регулирования для конструкций с неподвижными лопатками вентилятора включают в себя известные средства, применяемые для выпуска и убирания крыльевых закрылков в самолетах и т.д.

Приведенные в качестве примера первое и второе средства 91, 92 регулирования (см. Фиг. 1) содержат внутренний вал 94, соосно расположенный внутри наружного вала 96. Внутренний вал 94 приводится от первого рычага 98, приводимого в действие первым синхронизирующим кольцом 100. Наружный вал 96 приводится от второго рычага 102, приводимого в действие вторым синхронизирующим кольцом 104. Внутренний вал 94 связан с поворотным втулочным элементом 86 втулочного участка 85 неподвижной лопатки 34 вентилятора. Наружный вал 96 связан с поворотным элементом 88 задней кромки краевого участка 84 неподвижной лопатки 34 вентилятора. Следует отметить, что рычаги 98, 102 и синхронизирующие кольца 100, 104 расположены радиально снаружи относительно неподвижных лопаток 34 вентилятора.

Передний и задний вентиляторы 130, 132 двустороннего вращения в турбовентиляторных двигателях двустороннего вращения позволяют исключить использование ряда неподвижных лопаток между вентиляторами двустороннего вращения в вентиляторном узле двигателя, а также способствуют сведению к минимуму количества сопел или лопаток турбины. Снижение веса и экономия затрат, обусловленные исключением неподвижных лопаток вентилятора, сопоставимы со сложностью установки дополнительного третьего каскада, а именно - переднего и заднего каскадов низкого давления с двусторонним вращением. Скорость вращения заднего вентилятора 132 двустороннего вращения в турбовентиляторных двигателях двустороннего вращения обычно несколько меньше скорости вращения переднего вентилятора 130 двустороннего вращения. Это одна из причин того, что ряд лопастей 5 вентилятора на лопасти лучше устанавливать именно на задний вентилятор 132. Повышенное относительное число Маха для заднего вентилятора 132 двустороннего вращения является причиной понижения скорости его вращения и результатом встречного завихрения, сообщаемого передним вентилятором 130 двустороннего вращения. Пониженная скорость вращения заднего вентилятора 132 двустороннего вращения влечет за собой необходимость в уменьшении работы, чтобы уравновесить эффективный крутящий момент вращения вентилятора. Таким образом, выходное завихрение заднего вентилятора 132 двустороннего вращения достаточно мало, чтобы не требовалось использования расположенных ниже по потоку выпрямляющих лопаток. Пример соотношения скоростей заднего вентилятора 132 двустороннего вращения и переднего вентилятора 130 двустороннего вращения (скорость вращения 2/скорость вращения 1) составляет 0,75, являясь также соотношением работ двух вентиляторов. Доля результирующей работы составляет 57,5% для переднего вентилятора 130 двустороннего вращения, а оставшиеся 42,5% - для заднего вентилятора 132 двустороннего вращения. Последние исследования показали, что энергия, выделяемая рядом лопастей 5 вентилятора на лопасти, составляет 15-30 процентов общей мощности вентилятора.

Одна из проблем, связанных с вентиляторами двустороннего вращения, состоит в требованиях к соотношению площадей в первой турбине 19 низкого давления. Согласно конструкторской практике, основанной на здравом смысле, наклон ротора турбины наружу должен быть малым или вовсе отсутствовать в целях уменьшения колебаний зазора по краям лопастей турбины при осевом смещении ротора турбины. Конструкторская практика также ограничивает угол наклона втулочного участка лопасти турбины величиной, не превышающей приблизительно 30 градусов, во избежание избыточных аэродинамических потерь в этой области. Желательно, чтобы коэффициенты давления первых турбин низкого давления не превышали 1,45. Коэффициент давления ротора турбины определяется как входное давление на лопасть турбины, деленное на выходное давление на лопасть турбины. В конструкциях турбовентиляторных двигателей двустороннего вращения согласно предшествующему уровню техники коэффициенты давления первых турбин низкого давления составляют около 1,9. Это значительно превышает рекомендуемую величину.

Полная работа второго каскада 242 низкого давления определяется как сумма работы, выполняемой задним вентилятором 132 двустороннего вращения, и работы, выполняемой лопастями 5 вентилятора на лопасти. Для получения полной работы, выделяемой первой турбиной 19 низкого давления, соединенной с возможностью передачи приводного усилия с задним вентилятором 132 двустороннего вращения, требуется коэффициент давления первой турбины 19 низкого давления, значительно превышающий вышеупомянутый предел для конфигурации двигателя без сопла турбины. Решением этой проблемы является уменьшение требуемой работы заднего вентилятора 132 двустороннего вращения до величины, согласующейся с коэффициентом давления первой турбины 19 низкого давления, составляющим приблизительно 1,45. Приведенную работу заднего вентилятора 132 затем прибавляют к работе, требуемой для переднего вентилятора 130 двустороннего вращения, восстанавливая, таким образом, полную работу вентилятора.

Достаточный запас вентилятора по срыву можно сохранить и при пересмотре требуемых коэффициентов давления ступеней турбины. Частоты вращения переднего и заднего вентиляторов 130, 132 определяются соответствующими требуемыми коэффициентами давления. Частота вращения заднего вентилятора 132 двустороннего вращения определяется требуемым коэффициентом давления или, в качестве альтернативы, требуемым коэффициентом давления для лопастей 5 вентилятора на лопасти. Результирующий коэффициент работы заднего вентилятора 132 двустороннего вращения представленного двигателя (см. Фиг. 1-3) составляет около 0,43, а его коэффициент скорости - около 0,73.

Расход воздуха 80 через вентилятор на лопасти можно регулировать с использованием направляющего входного аппарата 6 вентилятора на лопасти для обеспечения максимальной пропускной способности двигателя в условиях взлета для уменьшения шума или согласования расхода воздуха через двигатель и количества поступающего воздуха во время полета. В условиях полета на дозвуковой скорости расход воздуха через вентилятор на лопасти может быть уменьшен до минимального поглощения энергии, обеспечивая получение наибольшей возможной удельной тяги. При регулировании воздушного потока через вентилятор на лопасти могут изменяться требования в отношении работы первой турбины 19 низкого давления второго каскада 242 низкого давления. Однако первая турбина 19 низкого давления с первым рядом ее лопастей 28 вмонтирована между рядом лопастей 24 турбины 23 высокого давления и вторым рядом лопастей 29 второй турбины 21 низкого давления.

Ожидается, что функция, описывающая входной поток первой турбины 19 низкого давления, в пределах установившегося режима работы будет оставаться относительно постоянной. Также ожидается, что функция, описывающая входной поток второй турбины 21 низкого давления, будет оставаться относительно постоянной в пределах установившегося режима работы. Соответственно, ожидается, что коэффициент давления первой турбины 19 низкого давления останется относительно постоянным. При постоянном коэффициенте давления работа, выделяемая первой турбиной 19 низкого давления, будет оставаться относительно постоянной. Эта постоянная работа, выделяемая первой турбиной 19 низкого давления, в сочетании с пониженными требованиями к работе, поглощаемой первым каскадом 240 низкого давления, из-за перекрывания регулируемого направляющего входного аппарата 6 вентилятора на лопасти и ряда лопастей 5 вентилятора на лопасти создаст дисбаланс крутящего момента и вызовет ускорение каскада 240 низкого давления. Необходима модуляция коэффициента давления первой турбины 19 низкого давления, чтобы избежать появления избыточного крутящего момента. Ее выполняют путем изменения положения ряда регулируемых неподвижных лопаток 66 низкого давления, расположенного между первым и вторым рядами лопастей 28, 29 турбины низкого давления, регулируя тем самым входной поток во второй ряд лопастей 29 турбины низкого давления. Регулируемая величина А8 проходного сечения помогает избежать избыточного выделения работы первой турбиной 19 низкого давления.

Хотя описанные здесь варианты осуществления настоящего изобретения рассматриваются как предпочтительные и типичные, специалистам в данной области техники будут очевидны другие модификации изобретения, входящие в объем защиты изобретения, определяемый прилагаемой формулой изобретения.

1. Узел (60) вентилятора на лопасти, содержащий радиально внутренние и радиально наружные аэродинамические поверхности (61, 62), проходящие, соответственно, радиально внутрь и радиально наружу от кольцевого бандажа (9), расположенного по окружности с центром на осевой линии (12), и внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE) поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, соответственно, радиально наружных и внутренних аэродинамических поверхностей (61, 62), при этом внутренние и наружные углы (168, 170) наклона между внутренними и наружными хордами (124, 126), соответственно, на бандаже (9) и осевой линией (12) отличаются друг от друга.

2. Узел (60) по п.1, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61).

3. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в диапазоне от приблизительно 1,5:1 до приблизительно 4:1.

4. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в соотношении 2:1.

5. Узел (60) по п.2, в котором число радиально наружных аэродинамических поверхностей (62) превышает число радиально внутренних аэродинамических поверхностей (61) в соотношении 1,5:1.

6. Узел (60) по п.2, в котором радиально направленные линейные траектории погонной нагрузки (LP) проходят вдоль радиусов (R) от осевой линии (12) через внутренние и наружные аэродинамические поверхности (61, 62) и через вращающийся бандаж (9), расположенный между аэродинамическими поверхностями (61, 62).

7. Узел (60) по п.6, дополнительно содержащий поперечные сечения (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей (61, 62) на кольцевом бандаже (9), внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE), соответственно, поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, первый участок (134) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий вблизи внутренних и наружных передних кромок (ILE, OLE) или через них, и второй участок (136) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий вблизи внутренних и наружных задних кромок (ITE, OTE) или через них.

8. Узел (60) по п.6, дополнительно содержащий поперечные сечения (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей (61, 62) на кольцевом бандаже (9), внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, OTE), соответственно, поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, первый участок (134) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий вблизи внутренних и наружных передних кромок (ILE, OLE) или через них, второй участок (136) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий вблизи внутренних и наружных задних кромок (ITE, OTE) или через них, и третий участок (140) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящий через внутренние и наружные точки (148, 150) между внутренними и наружными задними кромками (ITE, ОТЕ) вдоль внутренних и наружных хорд (124, 126), соответственно.

9. Узел (60) по п.6, дополнительно содержащий поперечные сечения (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей (61, 62) на кольцевом бандаже (9), внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, ОТЕ), соответственно, поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, и множество участков (134, 136, 140) радиально направленных линейных траекторий погонной нагрузки (LP), проходящих через внутренние и наружные точки (148, 150) между внутренними и наружными задними кромками (ITE, ОТЕ) вдоль внутренних и наружных хорд (124, 126), соответственно.

10. Турбовентиляторный газотурбинный двигатель (1) с вентилятором двустороннего вращения на лопасти, содержащий отстоящие по оси передний и задний вентиляторы (130, 132) двустороннего вращения, расположенные по окружности с центром на осевой линии (12), по меньшей мере, один ряд лопастей (5) вентилятора с радиально наружными аэродинамическими поверхностями (62), расположенными радиально снаружи на одном из вентиляторов двустороннего вращения - переднем (130) или заднем (132), имеющем радиально внутренние аэродинамические поверхности (61), и присоединенными к нему с возможностью передачи приводного усилия, кольцевой бандаж (9), расположенный между радиально наружными и радиально внутренними аэродинамическими поверхностями (61, 62), радиально наружные и радиально внутренние аэродинамические поверхности (61, 62), проходящие, соответственно, радиально наружу и радиально внутрь от кольцевого бандажа (9), внутренние и наружные хорды (124, 126), проходящие между внутренними и наружными передними и задними кромками (ILE, ITE и OLE, ОТЕ) поперечных сечений (118, 120) внутренних и наружных аэродинамических поверхностей, соответственно, радиально внутренних и радиально наружных аэродинамических поверхностей (61, 62), при этом внутренние и наружные углы (168, 170) наклона между внутренними и наружными хордами (124, 126), соответственно, на бандаже (9) и осевой линией (12) отличаются друг от друга.

11. Двигатель по п.10, в котором лопасти (5) вентилятора соединены с возможностью передачи приводного усилия с задним вентилятором (132) двустороннего вращения.

12. Двигатель по п.10, в котором лопасти (5) вентилятора соединены с возможностью передачи приводного усилия с передним вентилятором (130) двустороннего вращения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к устройствам, регулирующим степень двухконтурности и обеспечивающим снижение шума двухконтурных турбореактивных двигателей.

Изобретение относится к области двухконтурных газотурбинных двигателей, конкретно авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в авиационных двухконтурных двигателях. .

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, включая двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. В турбореактивном двигателе с внешней стороны от канала наружного контура выполнен канал третьего контура, образованный на входе в двигатель промежуточными полками входного направляющего аппарата вентилятора и внешним корпусом двигателя и далее ниже по потоку - разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора совместно с внешним корпусом двигателя. Задние кромки входного направляющего аппарата вентилятора в канале третьего контура выполнены поворотными. Внешняя поверхность разделительных полок спрямляющих лопаток выполнена на большем диаметре по отношению к внешней поверхности разделительных полок рабочих лопаток с образованием уступа в проточной части канала третьего контура. Отношение радиальной величины h уступа между разделительными полками рабочей лопатки и спрямляющей лопатки вентилятора в канале третьего контура к осевому зазору δ между разделительными полками рабочих и спрямляющих лопаток вентилятора находится в пределах 0,5…1,5. Изобретение направлено на повышение надежности турбореактивного двигателя. 4 ил.
Наверх