Газотурбинный двигатель

Авторы патента:


Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель
Газотурбинный двигатель

 


Владельцы патента RU 2489587:

ВОЛЬВО АЭРО КОРПОРЕЙШН (SE)

Газотурбинный двигатель включает в себя установленные последовательно по потоку первый компрессор, снабженный, по меньшей мере, одним рядом компрессорных лопаток, распределенных по окружности первого компрессора, камеру (23) сгорания и первую турбину, снабженную, по меньшей мере, одним рядом турбинных лопаток, распределенных по окружности первой турбины. Первый компрессор и первая турбина жестко соединены первым валом с возможностью вращения. Первая турбина приспособлена для воздействия на нормализованный расход газа через газотурбинный двигатель в зависимости от скорости вращения первой турбины. Ротор первой турбины расположен непосредственно за камерой сгорания ниже по потоку, так что не имеется сопловых лопаток или подобных отклоняющих газовый поток компонентов в зоне ниже по потоку от камеры сгорания и выше по потоку от первого ротора турбины. Газотурбинный двигатель также включает средства для регулирования скорости вращения первой турбины. Изобретение направлено на создание газотурбинного двигателя, в частности газотурбинного двигателя для приведения в движение летательного аппарата, потребление топлива которого ниже, чем у обычных газотурбинных двигателей. 3 н. и 30 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к газотурбинному двигателю и способу управления расходом газа в газотурбинном двигателе с осевым потоком. В частности, изобретение относится к газотурбинному двигателю, приспособленному для приведения в движение летательного аппарата.

Предпосылки создания изобретения

Потребление топлива газотурбинными двигателями при работе на неполной мощности обычно выше по сравнению с работой на полной мощности из-за более низкого перепада давлений и температур (между сжатым воздухом и всасываемым воздухом) при работе на неполной мощности. В принципе, достижима значительная экономия в потреблении топлива (примерно 5% для турбовентиляторных двигателей коммерческой авиации), если работа газотурбинного двигателя на неполной мощности происходит при больших давлениях и температурах. Известно, что в таких случаях эффективно использование изменяемого цикла в газотурбинном двигателе с осевым потоком, например, авиационном турбореактивном двигателе. Другими словами, использование изменяемого цикла в газотурбинном двигателе означает, что массовый расход воздуха и перепад давлений конкретного двигателя могут быть адаптированы для различных режимов работы. Работа газотурбинных двигателей с изменяемым циклом описана, например, в US 4287715, US 5806303 и Lundbladh, А. и Avellan, R., "Возможности двигателей с изменяемым циклом при их использовании в дозвуковом воздушном транспорте", ISABE (International Symposium on Air Breathing Engines - Международный симпозиум по воздушно-реактивным двигателям) 2007-1156, 2007.

Существуют различные пути построения турбовентиляторного двигателя. Два наиболее распространенных пути связаны с созданием изменяемого потока вентилятора или изменяемого потока внутреннего контура. Изменяемый поток вентилятора в основном используется для сверхзвуковой авиации.

Большинство газотурбинных двигателей с изменяемым циклом основаны на изменениях в низконапорной части двигателя. Примером может служить использование изменяемой низконапорной турбины, работающей с циклом теплообмена. Для этого, однако, требуются громоздкие и тяжелые теплообменники, которым присущи недостатки в отношении долговечности/надежности.

Другим примером может служить использование изменяемого охлаждения турбины, когда снижается охлаждение турбины и связанные с этим потери, во время крейсерского режима работы, где и требуется максимальная эффективность. Эта схема, однако, не может полностью реализовать потенциал по экономии энергии, поскольку не устранена исходная неэффективность работы на неполной мощности, обусловленная снижением температуры и давления.

Несмотря на то что теория газотурбинных двигателей с изменяемым потоком внутреннего контура прогнозирует большой выигрыш, остаются проблемы в ее практической реализации.

Для получения изменяемого потока внутреннего контура в US 5806303 предлагается использование изменяемых лопаток статорной турбины для изменения площади сечения турбины высокого давления. Изменяемые лопатки, установленные ниже по потоку вблизи зоны сгорания, подвергаются, однако, жесткому воздействию окружающей среды с очень высокими температурами. Недостатком такого решения, таким образом, является сомнительная долговечность/надежность используемых компонентов.

Таким образом, в этой области требуются усовершенствования.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является создание газотурбинного двигателя, в частности, газотурбинного двигателя для приведения в движение летательного аппарата, потребление топлива которого ниже, чем у обычных газотурбинных двигателей. Эта задача решается в устройстве и способом, которые определены техническими признаками, содержащимися в независимых пунктах формулы 1, 24 и 28. Зависимые пункты формулы содержат предпочтительные варианты выполнения, дальнейшие усовершенствования и варианты выполнения изобретения.

Изобретение относится к газотурбинному двигателю, в котором, последовательно вдоль потока содержатся: первый компрессор, имеющий по меньшей мере один ряд компрессорных лопаток, распределенных по окружности вокруг первого компрессора; камера сгорания; и первая турбина, имеющая по меньшей мере один ряд турбинных лопаток, распределенных по окружности вокруг первой турбины, где первый компрессор и первая турбина жестко соединены первым валом с возможностью их вращения.

Предложенный в изобретении газотурбинный двигатель отличается тем, что первая турбина приспособлена для воздействия на расход газа через газотурбинный двигатель, в зависимости от скорости вращения первой турбины, при этом газотурбинный двигатель также включает средства для управления скоростью вращения первой турбины.

Так, предложенный в изобретении газотурбинный двигатель позволяет изменять расход газа через двигатель путем управления скоростью вращения первой турбины. Вследствие уменьшения расхода через газотурбинный двигатель, увеличивается общий перепад давлений, т.е., отношение между давлением в камере сгорания и давлением в главном воздухозаборнике газотурбинного двигателя. В изобретении, таким образом, разрывается связь между перепадом давления и расходом так, что газотурбинный двигатель может быть использован для создания двигателя с изменяемым циклом. Газотурбинный двигатель, т.е., внутренний контур двигателя, например турбовентиляторного двигателя, может быть теперь, например, использован с более высоким расходом и умеренно высоким перепадом давления для обеспечения максимальной мощности, либо с малым расходом и большим перепадом давления для обеспечения максимальной эффективности (т.е., минимального расхода топлива) при работе с пониженной мощностью.

В обычных газотурбинных двигателях, как расход газа, так и перепад давлений растут с увеличением количества топлива, подаваемого в камеру сгорания. В газотурбинном двигателе, предложенном в изобретении, можно достичь более высоких давлений при меньшем расходе топлива, т.е., возможно заставить компрессор работать более интенсивно при неполной мощности двигателя.

Фраза "первая турбина приспособлена для воздействия на расход газа через газотурбинный двигатель, в зависимости от скорости вращения первой турбины" означает, в частности, что отсутствует статор во входном потоке, связанный с первой турбиной. Обычно, такой статор считался частью турбины и располагался выше по потоку от ротора турбины для закручивания газового потока в ротор турбины с тем, чтобы увеличить выходную мощность турбины. Входные статоры турбины обычно располагаются так, чтобы поток был задросселирован в большей части рабочего диапазона двигателя. Этим упрощается решение вопросов аэродинамики компонентов двигателя в компрессоре и камере сгорания. На расход задросселированного газового потока не могут повлиять изменения, происходящие ниже по потоку, например, изменения скорости вращения расположенного ниже по потоку ротора турбины. Напротив, в предложенной в изобретении турбине газ может протекать в более или менее осевом направлении в ротор турбины. На расход газового потока, направленного вдоль оси, можно в большей мере влиять скоростью вращения турбины, чем закручиванием (незадросселированного) потока.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения, средства для управления скоростью вращения первой турбины включают изменяемые направляющие средства для газового потока, расположенные выше по потоку от по меньшей мере одного ряда компрессорных лопаток первого компрессора, при этом изменяемые направляющие средства для газового потока позволяют направлять газовый поток так, чтобы влиять на скорость вращения первого компрессора. Благодаря этому влиянию подвержена и скорость вращения первой турбины, в силу их жесткой связи по вращению.

Например, направляющие средства могут быть использованы для перевода небольшого закручивания потока на входе по меньшей мере одного ряда компрессорных лопаток от совпадающего по направлению до противоположного по направлению. Это означает, что скорость вращения первого компрессора, а значит и первого вала и первой турбины, упадет. Благодаря конструкции первой турбины, например, отсутствию обычного входного статора турбины, также уменьшится и расход газа через двигатель.

В предпочтительном варианте, изменяемые направляющие средства для газового потока включают группу поворотных направляющих лопастей для газового потока. Направляющие лопасти этого типа хорошо известны, и поэтому могут быть легко адаптированы для изобретения.

Выражение "изменяемые направляющие средства для газового потока позволяют направлять газовый поток так, чтобы влиять на скорость вращения первого компрессора" означает, что эти средства могут влиять на степень закручивания газа, который при работе двигателя протекает через первый компрессор, или по меньшей мере газа, который протекает в направлении по меньшей мере одного ряда компрессорных лопаток, расположенных ниже по потоку от направляющих средств. Специалисту понятно, что это, например, означает, что между направляющими средствами и компрессорными лопатками не должно быть каких-либо других компонентов, которые могли бы существенно снизить способность направляющих средств влиять на закручивание газа, протекающего к этим компрессорным лопаткам. Эта способность в какой-то мере аналогична способности обычных поворотных направляющих компрессорных лопаток. Такие обычные направляющие лопатки, однако, используются в основном для обеспечения стабильности работы компрессора, в то время как управление направляющими средствами в настоящем изобретении производится по-иному, для регулирования скорости вращения первого компрессора.

По меньшей мере один ряд турбинных лопаток первой турбины установлен продольно в непосредственной близости от камеры сгорания. Это означает, что ротор турбины расположен непосредственно сразу же за камерой сгорания ниже по потоку, и также показывает, что по потоку за камерой сгорания и перед первой турбиной отсутствуют лопасти статора (сопловые лопатки) или аналогичные отклоняющие газовый поток компоненты. Таким образом, конструкция газотурбинного двигателя позволяет избежать любых значительных отклонений газового потока, протекающего в эту область при работе газотурбинного двигателя.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения, газотурбинный двигатель включает второй компрессор и вторую турбину, жестко связанные вторым валом с возможностью вращения, при этом второй компрессор расположен выше по потоку относительно камеры сгорания, в то время как второй вал установлен концентрично с первым валом, и вторая турбина расположена ниже по потоку относительно первой турбины. Таким образом могут быть повышены эффективность и выходная мощность газотурбинного двигателя. В предпочтительном варианте, для увеличения эффективности, второй вал должен вращаться в противоположном направлении относительно первого вала.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения, второй компрессор располагается выше по потоку относительно первого компрессора. В подобной конструкции, возможно снизить напряжения в компонентах, и использовать более простую несущую конструкцию.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения, первый компрессор включает кожух, который вращается вокруг второго компрессора, и в котором имеется несколько рядов компрессорных лопаток, выступающих во внутреннем направлении ко второму компрессору, при этом первый компрессор и второй компрессор перекрываются. Такой компрессор со встречным вращением позволяет обеспечить более высокий перепад давлений при меньшем количестве аэродинамических поверхностей.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения, второй компрессор вытянут в осевом направлении на большее расстояние, чем первый компрессор так, что первый и второй компрессоры перекрываются только частично. В предпочтительном варианте, второй компрессор имеет несколько рядов компрессорных лопаток, расположенных выше по потоку относительно самого дальнего в направлении выше по потоку ряда компрессорных лопаток первого компрессора. Компрессор со встречным вращением с полным перекрытием трудно использовать на пониженной скорости, поскольку может быть использован только один ряд поворотных направляющих лопастей, т.е. на входе. При использовании компрессора со встречным вращением с частичным перекрытием, можно добавить в компрессоре ряды (не на входе) поворотных направляющих лопастей, что важно для стабильности компрессора, если требуются более высокие перепады давления.

В таком компрессоре со встречным вращением, изменяемые направляющие средства для газового потока желательно размещать выше по потоку от первого компрессора, и ниже по потоку от нескольких рядов компрессорных лопаток, помещенных выше по потоку от самого дальнего по потоку ряда компрессорных лопаток первого компрессора.

В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения, первый ротор в сборе (роторная сборка) прикреплен к первой несущей раме, расположенной ниже по потоку от первого компрессора, и выше по потоку от камеры сгорания, при этом первый ротор в сборе включает первый компрессор, первый вал и первую турбину. В случае использования компрессора с перекрытием, первый ротор в сборе желательно также прикрепить ко второй несущей раме, расположенной выше по потоку от первого компрессора. Этим обеспечивается рабочая система опор без промежуточных опор между валами. В предпочтительном варианте, изменяемые направляющие средства для газового потока прикрепляются ко второй несущей раме.

В предпочтительном варианте, радиус внутреннего контура газотурбинного двигателя вдоль области, где первый компрессор перекрывается со вторым компрессором, меньше, чем в области выше по потоку от первого компрессора. В предпочтительном варианте, как это видно в направлении ниже по потоку, радиус газотурбинного двигателя уменьшен на второй несущей раме, или вблизи нее. В такой конструкции, скорость вращения статорно-роторных ступеней выше по потоку от первого компрессора может быть достаточно высокой, т.е., при достаточно высоком числе Маха, для обеспечения большого перепада давлений на ступень, в то время как скорость вращения ступеней ниже по потоку, где применяется встречное вращение, может быть достаточно низкой с тем, чтобы избежать чрезмерных потерь в скачках уплотнения.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения, турбинные лопатки первой турбины имеют угол установки выходных лопаток, равный по меньшей мере 60°. Угол установки выходных лопаток должен быть достаточно большим для обеспечения достаточно малой площади между лопатками для существенного сокращения расхода при замедлении турбины. В предпочтительном варианте, турбинные лопатки первой турбины имеют кривизну примерно 45° или менее. Для получения максимального потока газа при небольшой нагрузке первой турбины, например, соответствующей установкой поворотных входных направляющих лопастей компрессора, профиль турбинных лопаток должен иметь небольшую кривизну.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения, средства управления скоростью вращения первой турбины включают устройство для отбора механической мощности от первого вала. Это может быть использовано в качестве альтернативы или в комбинации с изменяемыми направляющими средствами для газового потока. В предпочтительном варианте, устройство для отбора механической мощности включает электрический генератор, соединенный с первым валом.

Изобретение также относится к способу управления расходом газа в газотурбинном двигателе с осевым потоком. При осуществлении предложенного в изобретении способа: управляют скоростью вращения турбины, которая приспособлена для влияния на расход газа через газотурбинный двигатель, в зависимости от скорости вращения турбины.

В предпочтительном варианте осуществления предложенного в изобретении способа: регулируют изменяемые направляющие средства для газового потока, расположенные выше по потоку от по меньшей мере одного ряда компрессорных лопаток компрессора, который жестко соединен с турбиной с возможностью вращения. В предпочтительном варианте, при осуществлении способа уменьшают скорость вращения турбины, регулируя изменяемые направляющие средства для газового потока, например, чтобы увеличить противоположное по направлению, или уменьшить совпадающее по направлению закручивание газового потока.

В предпочтительном варианте осуществления предложенного в изобретении способа отбирают механическую мощность от вала, жестко соединенного с турбиной с возможностью вращения.

Изобретение также относится к газотурбинному двигателю с осевым потоком, который включает первый ротор в сборе, включающий первый компрессор, и второй ротор в сборе, включающий второй компрессор, и в котором первый и второй роторы в сборе расположены концентрически и приспособлены для вращения в противоположных направлениях, первый компрессор включает кожух, приспособленный для вращения вокруг второго компрессора и имеющий несколько рядов компрессорных лопаток, выступающих внутрь ко второму компрессору, при этом первый компрессор и второй компрессор перекрываются. В изобретении, второй компрессор выступает вдоль оси газотурбинного двигателя на большее расстояние, чем первый компрессор так, что первый и второй компрессоры перекрываются только частично. Как было упомянуто выше, такая схема компрессора с частичным перекрытием и встречным вращением позволяет добавить в компрессоре ряды (не на входе) поворотных направляющих лопастей, что важно для стабильности компрессора, если требуются более высокие перепады давления. Газотурбинный двигатель с устроенным таким образом компрессором может быть пригоден для различных применений.

Краткое описание чертежей

В приведенном далее описании изобретения сделаны ссылки на следующие фигуры чертежей, на которых:

на фиг.1 представлен схематически первый предпочтительный вариант осуществления газотурбинного двигателя, в соответствии с изобретением,

на фиг.2 изображен профиль турбинных лопаток турбины, показанной на фиг.1,

на фиг.3 изображен профиль обычных турбинных лопаток,

на фиг.4 представлен схематически второй предпочтительный вариант осуществления газотурбинного двигателя, в соответствии с изобретением,

на фиг.5 представлен схематически третий предпочтительный вариант осуществления газотурбинного двигателя, в соответствии с изобретением,

на фиг.6 представлен схематически четвертый предпочтительный вариант осуществления газотурбинного двигателя, в соответствии с изобретением,

на фиг.7 представлен схематически пятый предпочтительный вариант осуществления газотурбинного двигателя, в соответствии с изобретением.

Осуществление изобретения

На фиг.1, в схематическом виде, представлен первый вариант осуществления изобретения. На фиг.1 выделены наиболее важные части и показана предложенная в изобретении газовая турбина 1 в ее простейшей форме. Компрессор 22, камера 23 сгорания и турбина 24 расположены во внутреннем контуре 25 двигателя газотурбинного двигателя 1. Корпус 26 определяет внутренний контур 25 двигателя. В компрессоре 22 имеется один ряд компрессорных лопаток 27, расположенных по окружности вокруг компрессора 22, а в турбине 24 имеется один ряд турбинных лопаток 28, расположенных по окружности вокруг турбины 24. Компрессор 22 и турбина 24 имеют функциональную связь через вал 29, проходящий концентрически вокруг оси или центральной линии 20 газотурбинного двигателя 1. Продольная ось 20 проходит в направлении 20а вверх по потоку, и в направлении 20b вниз по потоку. Группа изменяемых входных направляющих лопастей 33 расположена выше по потоку от компрессорных лопаток 27.

Компрессор 22, вал 29 и турбина 24 образуют ротор в сборе, который посредством подшипников 31 прикреплен к задней части 32 конструкции компрессора (CRF - от англ. compressor rear frame), находящейся между компрессором 22 и камерой 23 сгорания.

Ряд турбинных лопаток 28 турбины 24 расположен ниже по потоку от камеры 23 сгорания и продольно прилегает к ней. Выражение "продольно прилегает" означает, что между вышеназванными продольно прилегающими компонентами отсутствуют какие-либо другие ряды лопаток ротора и (или) ряды лопастей статора. По-другому, можно сказать, что ряд турбинных лопаток 28 расположен ниже по потоку непосредственно за камерой 23 сгорания.

Следует заметить, что на фиг.1 показана только верхняя часть внутреннего контура 25 двигателя газотурбинного двигателя 1. Ниже центральной линии 20 внутренний контур 25 двигателя устроен в целом аналогично (зеркальное отражение). Это относится ко всем чертежам такого типа в настоящем документе.

Газовый поток внутреннего контура показан стрелками 30. Обычно, газовый поток внутреннего контура сжимается при прохождении компрессора 22 (и всех последующих компрессоров), смешивается с топливом и сжигается в камере 23 сгорания, и используется для приведения во вращение одной или нескольких турбин, расположенных ниже по потоку от камеры 23 сгорания, которые приводят во вращение соответствующий компрессор или воздушный винт. Поток газа (воздуха) во втором контуре может быть организован обычным способом снаружи элемента 26, ограничивающего внутренний контур. Это в равной мере относится ко всем вариантам осуществления изобретения.

Основная функция входных направляющих лопастей 33, компрессора 22, вала 29 и турбины 24, показанных на фиг.1, состоит в том, чтобы обеспечить возможность управлять расходом газа через внутренний контур 25 двигателя. С помощью этого можно управлять перепадом давлений и, тем самым, перемещать работу компрессора(-ов) между различными рабочими характеристиками. Это означает, что внутренний контур 25 двигателя может быть использован для создания газотурбинного двигателя с изменяемым циклом. Управление расходом газа через внутренний контур 25 двигателя достигается регулированием скорости вращения вала 29.

Термин "расход газа" в настоящем документе означает нормализованный газовый поток, пропорциональный отношению осевой скорости потока к скорости звука при температуре торможения. Этот нормализованный расход газа не равен ни скорости потока (м/с), ни массовому расходу (кг/с). Поскольку температура изменяется в меньшей степени, чем давление, можно сказать, что изобретение воздействует на скорость газового потока в большей мере, чем на массовый расход. Можно также отметить, что количество топлива, подаваемого в камеру сгорания, влияет на массовый расход больше, чем на скорость газового потока.

Существует ряд важных различий в конструкции между газотурбинным двигателем 1, показанным на фиг.1, и обычными газовыми турбинами. В обычном газотурбинном двигателе, основное назначение турбины(-н) состоит в отборе максимального количества энергии из потока газа, и преобразовании ее в механическую (вращательную) энергию. Для этого, обычный газотурбинный двигатель оснащен сопловыми лопатками (статорными лопастями), расположенными между камерой сгорания и ротором турбины для закручивания в нее потока с тем, чтобы повысить выходную мощность турбины, и турбинными лопатками, которые, совместно со входным статором, специально приспособлены для приведения турбины во вращение и, соответственно, ее вала. В описанной здесь системе, напротив, основным назначением турбины 24 и ее лопаток 28 является не только генерирование выходной мощности турбины, но также обеспечение управления расходом газа через внутренний контур 25 двигателя.

Примером такой разницы конструкции может служить то, что турбина 24 не связана с каким-либо входным статором; у турбины 24 нет статора. Таким образом, в примере, показанном на фиг.1, отсутствует входной статор, расположенный выше по потоку от турбинных лопаток 28. При этом газ в значительной мере будет протекать в осевом направлении, когда он достигает турбинных лопаток 28. При такой конфигурации газотурбинного двигателя 1, возможности турбины 24 в части генерирования механической мощности снижены, но, с другой стороны, скорость вращения турбины 24 может влиять на расход через нее.

Входной статор обычной турбины расположен выше по потоку от турбины 24, и обычно считается частью этой турбины, перенаправляя поток в тангенциальном направлении, т.е., закручивая поток к лопаткам ротора турбины так, чтобы турбина вращалась с максимальной эффективностью, и так, чтобы создать задросселированный газовый поток. Ротор, находящийся ниже по потоку от точки, где газовый поток становится задросселированным, не может повлиять на расход газа. Кроме того, даже если поток не задросселирован, возможность ротора, расположенного ниже по потоку, оказывать влияние на расход газа возрастает, если поток направлен вдоль оси, а не тангенциально.

Другим конструктивным отличием между двигателем 1, показанным на фиг.1, и наиболее распространенными газовыми турбинами, является профиль турбинных лопаток 28. На фиг.2 показан профиль турбинных лопаток 28. Направление осевого газового потока указано стрелкой 30. На фиг.3 показан профиль лопаток 28b обычной турбины, предназначенных для газотурбинного двигателя. Направление частично тангенциально направленного газового потока, перенаправленного статором турбины, показано стрелкой 30b. Сравнивая изображения на фиг.2 и 3, можно видеть, что профиль лопаток 28, 28b турбин различных типов отличается.

Профиль лопаток 28b обычной турбины, показанных на фиг.3, эффективен, когда поток подвержен значительному тангенциальному отклонению (обеспечивается статором турбины). Такие лопатки 28b обычной турбины имеют большую кривизну, и могут пропускать сквозь себя только слегка увеличенный поток, вне зависимости от скорости или угла потока на входе. В принципе, такие лопатки 28b могли бы быть использованы в изобретении, однако величина изменений газового потока, т.е., соотношение между максимальным и минимальным расходом газа, при изменении скорости вращения первой турбины 24, будет довольно невелика.

Выбранный профиль турбинных лопаток 28 способствует регулированию расхода газа благодаря тому, что такие лопатки создают незначительно преграду, обеспечивая получение больших значений максимальных потоков газа. Выходной угол β лопатки (см. фиг.2) должен быть достаточно большим для обеспечения достаточно малой площади между лопатками 28 для существенного сокращения расхода при торможении турбины 24. Если, предположим, вал 29 будет остановлен при работе газотурбинного двигателя 1, эффективная площадь потока через турбину 24, т.е., сквозь ряд турбинных лопаток 28, составляет, примерно, cosβ от кольцевой площади внутреннего контура 25 двигателя вокруг турбины 24 (при условии, что длина лопаток 28 равна или превышает расстояние между лопатками 28). При свободном вращении турбины 24, т.е., если турбина 24 вращается со скоростью, адаптированной к газовому потоку так, что между турбинными лопатками 28 и газовым потоком отсутствует (или очень невелика) передача энергии, и если турбинные лопатки 28 прямые и имеют малую толщину, эффективная площадь потока приближается к кольцевой площади внутреннего контура. Расходом газа через внутренний контур 25 двигателя можно в этом случае управлять, изменяя скорость вращения турбины 24 (вала 29 турбины). По крайней мере, в теории, расход газа может быть изменен в пределах максимум 1: cosβ путем изменения скорости вращения вала 29 турбины в описанных выше крайних пределах (остановка и свободное вращение). Теоретически, если требуется по меньшей мере двукратное изменение, то β должно составлять по меньшей мере 60° (так как cos 60°=0,5). В предпочтительном варианте, выходной угол β лопатки турбинных лопаток 28 еще больше.

Чтобы получить максимальный газовый поток, когда турбина 24 незначительно нагружена за счет соответствующей установки изменяемых входных направляющих лопастей 33 компрессора, профиль турбинных лопаток 28 должен иметь небольшую кривизну и малую толщину, т.е., меньшую кривизну и меньшую толщину, чем лопатки 28b, показанные на фиг.3. Подходящим значением кривизны является примерно 45° или меньше, но это также зависит и от конкретного применения.

Другим отличием, носящим скорее функциональный, нежели конструктивный характер, между двигателем 1, показанным на фиг.1, и наиболее распространенными газотурбинными двигателями, является комплект изменяемых входных направляющих лопастей 33, расположенных выше по потоку от компрессорных лопаток 27, и предназначенных для придания газовому потоку такого направления, чтобы повлиять на скорость вращения компрессора 22 и, тем самым, скорость вращения вала 29 и турбины 24. Сначала, направляющие лопасти 33 используются для снижения расхода, например, чтобы перевести работу компрессора 22 на более интенсивный режим работы, т.е., при большем давлении при данном расходе газа. С тем, чтобы снизить расход газа, изменяемые входные направляющие лопасти 33 регулируются так, чтобы увеличить закручивание потока в противоположном направлении (или, что то же самое, уменьшить закручивание в том же направлении) потока на входе рассматриваемой ступени компрессора, т.е., в данном примере, одного ряда компрессорных лопаток 27. Усиление закручивания в противоположном направлении этого входного потока приводит к тому, что компрессор 22 передает газовому потоку больше работы (энергии) при той же скорости вращения. Рост совершаемой работы заставляет компрессор 22 отбирать больший крутящий момент, чем соответствующая турбина 24 сообщает через вал 29. В результате, весь ротор в сборе, т.е., компрессор 22, вал 29 и турбина 24, будет замедляться. На этой более низкой скорости вращения, не имеющая статора турбина 24 не может больше воспринимать газовый поток прежней величины, и поэтому дросселирует компрессор для получения потока при более высоком давлении и с меньшим расходом. Это изменение смещает рабочую характеристику компрессора 22 к более интенсивному режиму.

Изменяемые направляющие лопасти компрессора, т.е., изменяемые статоры компрессора, сами по себе хорошо известны. В предложенном в изобретении газотурбинном двигателе, изменяемые входные направляющие лопасти 33 и соответствующие направляющие лопасти в других вариантах осуществления, работают иначе, чем обычно, что придает им другую функцию. Грубо говоря, различие состоит в том, на какой угол устанавливаются направляющие лопасти 33 при определенной скорости вращения ротора. Обычно, такие статоры устанавливаются в открытое положение при высокой, или полной, скорости ротора, и в закрытое, с совпадающим направлением закручивания потока, положение при пониженной скорости ротора. В настоящем изобретении, относящиеся к изобретению статоры, например, изменяемые входные направляющие лопасти 33, устанавливаются в открытое положение или в положение с закручиванием потока в противоположном направлении на любой скорости ротора. Обычная их функция в основном состоит в управлении стабильностью компрессора, и в предпочтительном варианте, в предложенной в изобретении газовой турбине также имеются изменяемые направляющие лопасти, выполняющие функцию стабилизации. Функция изменяемых направляющих элементов в настоящем изобретении, напротив, в основном состоит в управлении передачей энергии в компрессорной ступени, находящейся ниже по потоку от направляющих лопастей.

Компрессор 22 и (или) турбина 24, показанные на фиг.1, могут быть многоступенчатого типа, т.е., они могут включать несколько рядов лопаток. Важным является то, что изменяемые направляющие лопасти 33 расположены выше по потоку от по меньшей мере одного ряда компрессорных лопаток, и то, что по меньшей мере первый ряд турбинных лопаток, т.е., ряд турбинных лопаток, расположенный выше остальных по потоку, имеет возможность влиять на расход газа, как это описано выше.

В газотурбинном двигателе 1, показанном схематически на фиг.1, с успехом могут быть установлены еще турбины, валы и компрессоры для повышения эффективности и выходной мощности, либо для приведения в действие внешней нагрузки или воздушного винта, например, в турбовентиляторном двигателе.

На фиг.4 представлен второй вариант осуществления предложенного в изобретении газотурбинного двигателя. В этом случае, газотурбинный двигатель 100 включает два ротора в сборе со встречным вращением, т.е. роторы в сборе установлены так, что вращаются в противоположных направлениях. Первый ротор в сборе включает первый компрессор 122 и первую турбину 124, функционально соединенные первым валом 129. Этот первый ротор в сборе соответствует ротору в сборе, показанному на фиг.1. Второй ротор в сборе включает второй компрессор 222 и вторую турбину 224, функционально соединенные вторым валом 229. Два вала 129, 229 расположены концентрически вокруг центральной линии 20.

По аналогии с фиг.1, корпус 26 заключает в себе компоненты, описанные и определенные как внутренний контур 25 двигателя. Кроме того, расположение компонентов аналогично относительно продольной оси 20.

Первый ротор в сборе, посредством подшипников 131, прикреплен к задней части 32 конструкции компрессора (CRF - от англ. compressor rear frame) (задняя/расположенная ниже по потоку часть первого ротора в сборе) и к средней части 32b конструкции компрессора (CMF - от англ. compressor mid frame) (передняя/расположенная выше по потоку часть первого ротора в сборе). Второй ротор в сборе, посредством подшипников 231, прикреплен к средней части 32 с конструкции турбины (TMF - от англ. turbine mid frame) (задняя/расположенная ниже по потоку часть второго ротора в сборе) и к промежуточному кожуху (IMC - от англ. intermediate case) 32d (передняя/расположенная выше по потоку часть второго ротора в сборе). Таким образом, роторы в сборе со встречным вращением закреплены на четырех рамах: IMC, CMF, CRF и TMF, расположенных в таком порядке в направлении вниз по потоку. IMC 32d расположен выше по потоку от второго компрессора 222. CMF 32b расположен выше по потоку от первого компрессора 122 и примерно по середине вдоль второго компрессора 222 ниже по потоку. CRF 32 расположен между камерой 23 сгорания и первым компрессором 122. TMF 32 с расположен ниже по потоку от второй турбины 224.

Секция турбины первого ротора в сборе аналогична той, что показана на фиг.1, т.е., первая турбина 124 имеет один ряд турбинных лопаток 128, расположенных по окружности вокруг первой турбины 124. По упоминаемым ранее причинам, турбинные лопатки 128 продольно прилегают к камере 23 сгорания, т.е., между камерой 23 сгорания и лопатками 128 первой турбины 124 нет лопастей статора или лопаток ротора.

Первый компрессор 122 имеет четыре ряда расположенных по окружности компрессорных лопаток 127а, 127b, 127с, 127d. На первом, расположенном выше по потоку, ряде компрессорных лопаток 127а, закреплен вращающийся кожух (корпус) или муфта 122b, на котором закреплены следующие, находящиеся ниже по потоку, компрессорные лопатки 127b, 127с, 127d. Вращающийся кожух 122b вращается вокруг расположенной ниже по потоку части второго компрессора 222, в которой газ должен протекать между вращающимся кожухом 122b и вторым компрессором 222. При этом компрессорные лопатки 127а, 127b, 127с, 127d выступают от вращающегося кожуха 122b внутрь ко второму компрессору 222.

Первый компрессор 122 проходит выше по потоку от CRF 32 только частично вдоль второго компрессора 222 так, что два компрессора 122, 222 перекрываются только частично. Первый комплект изменяемых входных направляющих лопастей 133 расположен выше по потоку от первого компрессора 122, т.е. выше по потоку от всех его рядов компрессорных лопаток 127, на CMF 32b в форме отклоняемых щитков.

Второй компрессор 222 проходит дальше выше по потоку относительно первого компрессора 122, и имеет несколько рядов компрессорных лопаток 227, т.е. несколько ступеней компрессора, как выше, так и ниже по потоку от CMF 32b. Между CMF 32b и CRF 32, каждый из трех комплектов или рядов лопаток 227 второго компрессора расположены между двумя рядами лопаток 127а, 127b, 127с, 127d первого компрессора. Второй комплект изменяемых входных направляющих лопастей 223 расположен выше по потоку от первого компрессора 222. Комплект изменяемых (не входных) направляющих лопастей 233b также расположен между двумя рядами компрессорных лопаток 227 выше по потоку от CMF 32b. Назначение этих двух комплектов направляющих лопастей 233, 233b состоит в обеспечении стабильной и эффективной работы на пониженной скорости.

Основное назначение второй турбины 224 состоит в генерировании энергии вращения (которая может быть использована для различных целей), и поэтому турбинные лопатки 228 второй турбины 224 имеют профиль, соответствующий показанному на фиг.3. Лопасти статора (не показаны) расположены между первой и второй турбинами 124, 128.

По аналогии с тем, что было приведено в описании фиг.1, основным назначением первой турбины 124 и ее лопаток 128 является, помимо генерирования выходной мощности турбины, обеспечение управления расходом газа через внутренний контур 25 двигателя. Поэтому первая турбина 124 имеет конструкцию, аналогичную конструкции турбины 24 на фиг.1.

Оба компрессора, первый 122 и второй 222, используются для сжимания потока газа (воздуха) при его движении вниз по потоку во внутреннем контуре 25 двигателя.

Основная функция первого комплекта изменяемых входных направляющих лопастей 133, первого компрессора 122, первого вала 129 и первой турбины 124 состоит, по аналогии с описанием фиг.1, в обеспечении управления расходом газа через внутренний контур 25 двигателя. Результаты и порядок осуществления этого управления такие же, что и описанные выше, т.е., входные направляющие лопасти 133 используются для оказания влияния на скорость вращения первого ротора в сборе, которая влияет на перепад давлений.

В турбине и компрессоре в газотурбинном двигателе 100, показанном на фиг.4, в полной мере используется встречное вращение для получения высокого перепада давления посредством уменьшенного числа аэродинамических поверхностей. Первый и второй компрессоры 122, 222 со встречным вращением перекрываются только частично, так, что изменяемые входные направляющие лопасти 133, предназначенные для первого компрессора 122, расположены примерно на полпути ко второму компрессору 222. Посредством размещения встречно вращающихся компрессоров 122, 222 с перекрытием частично или наполовину, решаются две задачи: 1. Турбина 124 без статора не может выработать то же количество энергии, что турбина со статором; перекрытие обеспечивает более высокий перепад давлений. 2. Компрессор со встречным вращением и полным перекрытием трудно вращать на неполной скорости, поскольку может быть использован только один ряд изменяемых направляющих лопастей, т.е., на входе. Используя компрессор со встречным вращением с частичным перекрытием, можно получить компрессор с дополнительными рядами (не на входе) изменяемых направляющих лопастей, которые важны для стабильности работы компрессора, если требуются более высокие перепады давления.

На фиг.5, в схематической форме, представлен третий предпочтительный вариант осуществления газотурбинного двигателя 500, в соответствии с изобретением. Различие между третьим вариантом осуществления и вторым вариантом, показанным на фиг.4, состоит в том, что радиус внутреннего контура 25 двигателя уменьшается в направлении вниз по потоку, на уровне или в области CMF 32b. Другими словами, радиус внутреннего контура 25 двигателя, т.е., расстояние между продольной осью 20 и корпусом 26, меньше вдоль интервала, где расположен первый компрессор 122 и используется встречное вращение, чем в области выше по потоку от первого компрессора. В такой конструкции, в статорно-роторных ступенях выше по потоку от CMF 32b и первого компрессора 122, можно достичь достаточно высокой скорости, т.е., достаточно высокого числа Маха, для получения высокого перепада давления на ступень, в то время как ступени ниже по потоку от CMF 32b, где используется встречное вращение, могут вращаться сравнительно медленно с тем, чтобы избежать потерь в скачках уплотнения. Это явление можно частично ослабить даже при постоянном радиусе внутреннего контура двигателя (фиг.4) с ростом температуры по длине компрессора(-ов), что понижает число Маха для дальних (ниже по потоку) ступеней, однако изменение радиуса позволяет достичь более оптимальных условий. Дополнительным преимуществом, обусловленным уменьшением радиуса, является то, что у дальних ступеней будет ниже отношение радиусов ступицы и наконечника, и более длинные лопатки, чем в конструкции с постоянным радиусом. Этим снижаются потери потока на бандажном ободе турбины и наконечнике, а также утечка на наконечнике, благодаря чему повышается эффективность ступени.

Насколько должен отличаться радиус внутреннего контура двигателя в части компрессорной секции выше по потоку и в части ниже по потоку, зависит от конкретного применения.

На фиг.6, в схематической форме, представлен четвертый предпочтительный вариант осуществления газотурбинного двигателя 600, в соответствии с изобретением. Обычно напряжения во вращающемся корпусе 122b (см. фиг.4) ограничивают скорость ротора со встречным вращением для многоступенчатой машины со встречным вращением. Для того чтобы этого избежать, может быть использован одноступенчатый компрессор со встречным вращением. В этом случае, может быть использована более простая конструкция системы опор, без средней части CMF 32b конструкции компрессора. На фиг.6 представлен пример газотурбинного двигателя такого типа.

Представленные на фиг.6 изменяемые входные направляющие лопасти 33, первый ротор в сборе (т.е., первый компрессор 22, первый вал 29 и первая турбина 24) и точки его крепления, корпус 26 внутреннего контура двигателя и др., аналогичны тем, что показаны на фиг.1. По аналогии с вариантами осуществления, представленными на фиг.4 и 5, вариант осуществления, показанный на фиг.6, включает второй компрессор 622 и вторую турбину 624 с лопатками 628 турбины. Первый и второй компрессоры 22, 622 вращаются в противоположных направлениях, но, в данном примере, не перекрываются. Второй компрессор 622 помещается выше по потоку от первого компрессора 22, и прикреплен к корпусу 26 на промежуточном кожухе IMC 632d и средней части конструкции турбины TMF 632 с по аналогии с тем, как это показано на фиг.4. Газотурбинный двигатель 600, показанный на фиг.6, работает, по существу, так же, как описано выше.

На фиг.7, в схематической форме, приведен пятый предпочтительный вариант осуществления газотурбинного двигателя 700, в соответствии с изобретением. Этот вариант является версией варианта осуществления, показанного на фиг.6, и включает в значительной мере те же компоненты. В данном примере, первый компрессор 722 со встречным вращением представляет двухступенчатый компрессор, включающий дополнительный ряд компрессорных лопаток 727, причем первый компрессор 722 имеет обычную конфигурацию, без какого либо вращающегося кожуха (в отличие от варианта осуществления, показанного на фиг.4). Дополнительные изменяемые направляющие лопасти 733 располагаются между рядами компрессорных лопаток 27, 727.

Кроме того, в схематически показанные на фиг.4-7 газотурбинные двигатели могут быть без труда добавлены, например, дополнительные ряды лопаток компрессора и турбины, статоры между рядов турбины, а также и другие турбины, валы и компрессоры, например, вал низкого давления (LP - от англ. low pressure), соединяющий LP-компрессор и LP-турбину.

Следует отметить схематичность показанных на фигурах чертежей. Например, толщина изображенного на фиг.4 и 5 кожуха 122b показана значительно большей, чем толщина корпуса 26, чтобы продемонстрировать, что это отдельная деталь, которая может вращаться относительно корпуса 26. Однако кожух 122b также может рассматриваться как образующая часть корпуса 26, поскольку оба эти компонента корпуса вместе образуют внутренний контур 25 двигателя. Далее, изменяемые направляющие лопасти прикрепляются прямо или косвенно к корпусу известными средствами.

Выражение о "перекрытии" двух компрессоров показывает, что по меньшей мере один из компрессоров имеет по меньшей мере два ряда компрессорных лопаток, которые расположены выше по потоку и ниже по потоку, соответственно, от ряда компрессорных лопаток другого компрессора.

В основном, изобретение применимо для газотурбинных двигателей с осевым потоком, т.е. как для газотурбинных двигателей, установленных на летательных аппаратах, так и для газотурбинных двигателей, используемых для других целей.

Изобретение не ограничивается описанными выше вариантами осуществления, и может быть модифицировано различным образом в пределах области притязаний формулы. Например, средства для регулирования скорости вращения первой турбины 24, 124 не обязательно должны включать изменяемые направляющие средства для газового потока, которые влияют на скорость вращения соответствующего компрессора 22, 122. В альтернативном варианте, или в комбинации, средства для регулирования скорости вращения могут включать устройство для отбора механической мощности от соответствующего вала 29, 129. Примером такой конструкции может служить электрический генератор, присоединенный к валу 29, 129, который может быть использован для вырабатывания электричества при замедлении вращения вала (турбины).

На фигурах представлены рабочие системы опор для роторов со встречным вращением без подшипников между валами. Это является преимуществом, поскольку позволяет избежать сравнительно высоких скоростей вращения в подшипниках. Однако в изобретении не требуется, чтобы ротор в сборе устанавливался на опоры и несущие рамы так, как это описано выше.

1. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700), включающий установленные последовательно по потоку:
первый компрессор (22, 122, 722), снабженный по меньшей мере одним рядом компрессорных лопаток (27, 127a, 127b, 127с, 127d, 727), распределенных по окружности первого компрессора (22, 122, 722);
камеру (23) сгорания; и
первую турбину (24, 124), снабженную по меньшей мере одним рядом турбинных лопаток (28, 128), распределенных по окружности первой турбины (24, 124),
причем первый компрессор (22, 122, 722) и первая турбина (24, 124) жестко соединены первым валом (29, 129) с возможностью вращения,
отличающийся тем, что
первая турбина (24, 124) приспособлена для воздействия на нормализованный расход газа через газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) в зависимости от скорости вращения первой турбины (24, 124), причем ротор первой турбины (24, 124) расположен непосредственно за камерой сгорания (23) ниже по потоку, так что не имеется сопловых лопаток или подобных отклоняющих газовый поток компонентов в зоне ниже по потоку от камеры сгорания (23) и выше по потоку от первого ротора турбины,
и газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) также включает средства (33, 133, 733) для регулирования скорости вращения первой турбины (24, 124).

2. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.1, отличающийся тем, что средства для регулирования скорости вращения первой турбины (24, 124) включают изменяемые направляющие средства (33, 133, 733) для газового потока, расположенные выше по потоку от по меньшей мере одного ряда компрессорных лопаток (27, 127a, 127b, 127с, 127d, 727) первого компрессора (22, 122, 722), причем эти изменяемые направляющие средства (33, 133, 733) для газового потока приспособлены направлять газовый поток таким образом, чтобы влиять на скорость вращения первого компрессора (22, 122, 722).

3. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.2, отличающийся тем, что изменяемые направляющие средства для газового потока включают комплект изменяемых направляющих лопастей (33, 133, 733) для газового потока.

4. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере один ряд турбинных лопаток (28, 128) первой турбины (24, 124) размещен с продольным прилеганием к камере (23) сгорания.

5. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.1, отличающийся тем, что он включает второй компрессор (222, 622) и вторую турбину (224, 624), жестко соединенные вторым валом (229, 629) с возможностью вращения, причем этот второй компрессор (222, 622) размещен выше по потоку от камеры (23) сгорания, второй вал (229, 629) установлен концентрически по отношению к первому валу (29, 129), а вторая турбина (224, 624) расположена ниже по потоку от первой турбины (24, 124).

6. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.5, отличающийся тем, что второй вал (229, 629) приспособлен для вращения в противоположном направлении относительно первого вала (29, 129).

7. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.5, отличающийся тем, что второй компрессор (622) расположен выше по потоку от первого компрессора (22).

8. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.6, отличающийся тем, что первый компрессор (122) имеет кожух (122b), установленный с возможностью вращения вокруг второго компрессора (222), и снабженный несколькими рядами компрессорных лопаток (127a, 127b, 127c, 127d,), выступающих внутрь ко второму компрессору (222), при этом первый компрессор (122) и второй компрессор (222) перекрываются.

9. Газотурбинный двигатель по п.8, отличающийся тем, что второй компрессор (222) вытянут вдоль оси больше, чем первый компрессор (122) так, что первый и второй компрессоры перекрываются только частично.

10. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.8, отличающийся тем, что второй компрессор (222) имеет несколько рядов компрессорных лопаток (227), расположенных выше по потоку от самого дальнего но потоку ряда компрессорных лопаток (127а) первого компрессора (122).

11. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.10, отличающийся тем, что изменяемые направляющие средства (133) для газового потока расположены выше по потоку от первого компрессора (122) и ниже по потоку от упомянутых нескольких рядов компрессорных лопаток (227), расположенных выше по потоку от самого дальнего по потоку ряда компрессорных лопаток (127а) первого компрессора (122).

12. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.1, отличающийся тем, что первый ротор в сборе прикреплен к первой несущей раме (32), расположенной ниже по потоку от первого компрессора (22, 122, 722) и выше по потоку от камеры (23) сгорания, при этом первый ротор в сборе включает первый компрессор (22, 122, 722), первый вал (29, 129) и первую турбину (24, 124).

13. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.12, отличающийся тем, что первый ротор в сборе также прикреплен ко второй несущей раме (32b), расположенной выше по потоку от первого компрессора (122).

14. Газотурбинный двигатель по п.13, отличающийся тем, что изменяемые направляющие средства (133) для газового потока прикрепляются ко второй несущей раме (32b).

15. Газотурбинный двигатель по п.8, отличающийся тем, что радиус внутреннего контура (25) газотурбинного двигателя вдоль области, где первый компрессор (122) перекрывается со вторым компрессором (222), меньше, чем в области выше по потоку от первого компрессора (122).

16. Газотурбинный двигатель по п.13, отличающийся тем, что радиус внутреннего контура (25) газотурбинного двигателя, как это видно в направлении ниже по потоку, уменьшен на второй несущей раме (32b) или вблизи нее.

17. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что турбинные лопатки (28, 128) первой турбины (24, 124) имеют угол (β) установки выходных лопаток, равный по меньшей мере 60°.

18. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что турбинные лопатки (28, 128) первой турбины (24, 124) имеют кривизну примерно 45° или меньше.

19. Газотурбинный двигатель но п.5, отличающийся тем, что турбинные лопатки (28, 128) первой турбины (24, 124) имеют меньшую кривизну и меньшую толщину, чем турбинные лопатки (228, 628) второй турбины (224, 624).

20. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.1, отличающийся тем, что средства управления скоростью вращения первой турбины (24, 124) включают устройство для отбора механической мощности от первого вала (29, 129).

21. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.20, отличающийся тем, что устройство для отбора механической мощности включает электрический генератор, соединенный с первым валом (29, 129).

22. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.1, отличающийся тем, что корпус (26) определяет внутренний контур (25) газотурбинного двигателя, в котором размещается первая турбина (24, 124).

23. Газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700) по п.1, отличающийся тем, что он представляет собой турбовентиляторный двигатель, предназначенный для приведения в движение летательного аппарата.

24. Способ управления расходом газа в газотурбинном двигателе (1, 100, 500, 600, 700) с осевым потоком, отличающийся тем, что он включает шаг регулирования скорости вращения турбины (24, 124), приспособленной для воздействия на нормализованный расход газа через газотурбинный двигатель (1, 100, 500, 600, 700), в зависимости от скорости вращения турбины (24, 124).

25. Способ по п.24, отличающийся тем, что он включает регулирование изменяемых направляющих средств (33, 133, 733) для газового потока, размещенных выше по потоку от по меньшей мере одного ряда компрессорных лопаток (27, 127а, 127b, 127 с, 127d, 727) компрессора (22, 122, 722), жестко соединенного с турбиной (24, 124) с возможностью вращения.

26. Способ по п.25, отличающийся тем, что он включает снижение скорости вращения турбины (24, 124) регулировкой изменяемых направляющих средств (33, 133, 733) для газового потока так, чтобы усилить противоположное по направлению закручивание газового потока, или уменьшить совпадающее по направлению закручивание потока.

27. Способ по п.24, отличающийся тем, что при его осуществлении отбирают механическую мощность от вала (29, 129), жестко соединенного с турбиной (24, 124) с возможностью вращения.

28. Газотурбинный двигатель (100, 500) с осевым потоком, включающий:
первый ротор в сборе, включающий первый компрессор (122), и
второй ротор в сборе, включающий второй компрессор (222),
причем первый и второй ротор в сборе установлены концентрически с возможностью вращения в противоположных направлениях, первый компрессор (122) включает кожух (122b), который может вращаться вокруг второго компрессора (222) и снабжен несколькими рядами компрессорных лопаток (127а, 127b, 127с, 127d), выступающих внутрь в направлении ко второму компрессору (222), при этом первый компрессор (122) и второй компрессор (222) перекрываются,
отличающийся тем, что
второй компрессор (222) проходит вдоль оси газотурбинного двигателя (100, 500) на большее расстояние, чем первый компрессор (122) так, что первый и второй компрессоры перекрываются только частично.

29. Газотурбинный двигатель (100, 500) по п.28, отличающийся тем, что второй компрессор (222) имеет несколько рядов компрессорных лопаток (227), расположенных выше по потоку от самого дальнего по потоку ряда компрессорных лопаток (127а) первого компрессора (122).

30. Газотурбинный двигатель (100, 500) по п.28, отличающийся тем, что первый ротор в сборе прикреплен к первой несущей раме (32), расположенной ниже по потоку от первого компрессора (122).

31. Газотурбинный двигатель (100, 500) по п.30, отличающийся тем, что первый ротор в сборе также прикреплен ко второй несущей раме (32b), расположенной выше по потоку от первого компрессора (122) и ниже по потоку от нескольких рядов компрессорных лопаток (227) второго компрессора (222).

32. Газотурбинный двигатель по п.28, отличающийся тем, что радиус внутреннего контура (25) двигателя, в котором расположены упомянутые роторы в сборе, вдоль области, где первый компрессор (122) перекрывается со вторым компрессором (222), меньше, чем в области выше по потоку от первого компрессора (122).

33. Газотурбинный двигатель по п.32, отличающийся тем, что радиус внутреннего контура (25) двигателя, как это видно в направлении ниже по потоку, уменьшен у второй несущей рамы (32b), или вблизи нее.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе воздушных винтов противоположного вращения для газотурбинного двигателя летательного аппарата, в частности к системе воздушных винтов противоположного вращения со средствами обеспечения флюгирования их лопастей.

Изобретение относится к винтовентиляторам заднего расположения авиационных газотурбинных двигателей и позволяет повысить надежность и эффективность работы путем организации охлаждения полых стоек и лопастей винтовентилятора и снижения гидравлических потерь в газовом канале и утечек в стыках между сегментами полых стоек.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, конкретно к вентиляторам авиационных газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, конкретно к вентиляторам авиационных газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям со встречно вращающимися роторами турбины низкого давления, а в частности, предназначено для таких двигателей, имеющих межтурбинные рамы, которые служат опорами установленным в подшипниках встречно вращающимся роторам турбины низкого давления и используются для установки двигателей на воздушные суда.

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата имеет в своем составе свободную силовую турбину, содержащую первый ротор, первый воздушный винт и второй воздушный винт, вращающиеся в противоположных направлениях, предназначенные для приведения их во вращение вокруг продольной оси системы воздушных винтов по отношению к статору этой системы, и устройство механической передачи. Устройство механической передачи содержит эпициклоидальный передаточный механизм, снабженный планетарной шестерней, центрированной на упомянутой продольной оси и приводимой в движение при помощи упомянутого первого ротора свободной силовой турбины, по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, держатель сателлита(ов), приводящий в движение упомянутый первый воздушный винт, а также коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводящую в движение упомянутый второй воздушный винт. Свободная силовая турбина содержит также второй ротор, вращающийся в противоположном направлении по отношению к упомянутому первому ротору и приводящий во вращательное движение упомянутую коронную шестерню. Изобретение позволяет уменьшить общую массу системы винтов, уменьшить шум, снизить нагрузки, действующие на средства подвески двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система вращающихся в противоположных направлениях воздушных винтов для газотурбинного двигателя летательного аппарата имеет в своем составе свободную силовую турбину, содержащую первый ротор, первый воздушный винт и второй воздушный винт, вращающиеся в противоположных направлениях, предназначенные для приведения их во вращение вокруг продольной оси системы воздушных винтов по отношению к статору этой системы, и устройство механической передачи. Устройство механической передачи содержит эпициклоидальный передаточный механизм, снабженный планетарной шестерней, центрированной на упомянутой продольной оси и приводимой в движение при помощи упомянутого первого ротора свободной силовой турбины, по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, держатель сателлита(ов), приводящий в движение упомянутый первый воздушный винт, а также коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводящую в движение упомянутый второй воздушный винт. Свободная силовая турбина содержит также второй ротор, вращающийся в противоположном направлении по отношению к упомянутому первому ротору и приводящий во вращательное движение упомянутую коронную шестерню. Изобретение позволяет уменьшить общую массу системы винтов, уменьшить шум, снизить нагрузки, действующие на средства подвески двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система винтов противоположного вращения для газотурбинного двигателя летательного аппарата содержит свободную силовую турбину, первый винт и второй винт противоположного вращения, предназначенные для приведения во вращение вокруг продольной оси системы винтов, механическое устройство трансмиссии, картер. Первый винт расположен в данном направлении относительно упомянутого второго винта. Первый и второй винты содержат, каждый, втулку, центрованную по продольной оси, расположенную концентрично с ней наружную обечайку, участвующую в радиальном ограничении наружу главного кольцевого потока, а также соединительные стойки, соединяющие наружную обечайку с втулкой. Механическое устройство трансмиссии приводится в движение свободной силовой турбиной и приводит в движение первый и второй винты. Картер установлен между свободной силовой турбиной и первым и вторым винтами. Винты расположены в упомянутом данном направлении относительно картера. Свободная турбина проходит в противоположном направлении относительно этого же картера. Картер содержит удлинитель картера в упомянутом данном направлении, являющийся опорой при вращении втулки второго винта. Соединительные стойки второго винта расположены в упомянутом противоположном направлении, проходя в радиальном направлении наружу. Изобретение направлено на уменьшение габаритных размеров и массы газотурбинного двигателя. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата содержит свободную силовую турбину, первый и второй винты противоположного вращения и устройство механической трансмиссии. Силовая турбина содержит первый и второй роторы противоположного вращения. Устройство механической трансмиссии расположено между первым и вторым винтами и содержит эпициклоидальный передаточный механизм, включающий планетарную шестерню, сателлиты, водило сателлитов и коронную шестерню. Планетарная шестерня приводится в движение первым ротором свободной силовой турбины, сателлиты находятся в зубчатом зацеплении с упомянутой планетарной шестерней, а водило сателлитов приводит в движение первый винт. Приводимая в движение вторым ротором коронная шестерня находится в зубчатом зацеплении с каждым сателлитом и приводит во вращение второй винт. Другое изобретение группы относится к турбомашине летательного аппарата, содержащей указанную выше систему винтов противоположного вращения. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию турбомашины и уменьшить ее размеры. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх