Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления


 


Владельцы патента RU 2631953:

ЮНАЙТЕД ТЕКНОЛОДЖИЗ КОРПОРЕЙШН (US)

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором и содержащую первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания. Турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию. Первая турбинная секция и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому. Первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, превышающей первую скорость. Первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5. При этом предусмотрен редуктор между вентилятором и каскадом низкого давления, приводимым в действие первой турбинной секцией, за счет чего вентилятор имеет возможность вращаться с более низкой скоростью, чем первая турбинная секция. Изобретение направлено на повышение коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Перекрестная ссылка на родственную заявку

[0001] Настоящая заявка испрашивает приоритет согласно предварительной заявке на патент США №61/604,653, поданной 29 февраля 2012 г., и является частичным продолжением заявки на патент США №13/363,154, поданной 31 января 2012 г. и озаглавленной «Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления».

Уровень техники

[0002] Настоящая заявка относится к газотурбинному двигателю, в котором турбинная секция низкого давления вращается с более высокой скоростью и напряжением под действием центробежных сил относительно соответствующей скорости вращения и напряжения турбинной секции высокого давления в двигателях, известных из уровня техники.

[0003] Газотурбинные двигатели являются известными и обычно содержат вентилятор, подающий воздух в компрессорную секцию низкого давления. В компрессорной секции низкого давления воздух сжимается и поступает в компрессорную секцию высокого давления. Из компрессорной секции высокого давления воздух подается в секцию камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется. Газообразные продукты этого сгорания проходят далее в турбинную секцию высокого давления, а затем в турбинную секцию низкого давления.

[0004] Традиционно во многих двигателях известного уровня техники, в частности, в двигателе, описанном в американском патенте US 5010729, турбинная секция низкого давления непосредственно приводит в действие, как компрессорную секцию низкого давления, так и вентилятор. Поскольку потребление топлива оптимизируется при увеличении диаметра вентилятора относительно диаметра внутреннего контура, в промышленности возникла тенденция увеличивать диаметр вентилятора. Однако при увеличении диаметра вентилятора высокая окружная скорость концевой части лопатки вентилятора может вызывать уменьшение коэффициента полезного действия вследствие эффекта сжимаемости воздуха. Соответственно, скорость вращения вентилятора и, следовательно, скорость вращения компрессорной секции низкого давления и турбинной секции низкого давления (обе из которых традиционно соединяются с вентилятором посредством каскада низкого давления) представляют собой конструктивное ограничение. Позднее было предложено устанавливать понижающие редукторы между контуром низкого давления (образованным компрессорной секцией низкого давления и турбинной секцией низкого давления) и вентилятором, чтобы обеспечивать вращение вентилятора с другой, более оптимальной скоростью. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в повышении коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя, особенно при действии эффекта сжимаемости воздуха.

Сущность изобретения

[0005] В характерном варианте осуществления газотурбинный двигатель содержит вентилятор и компрессорную секцию, которая сообщается по текучей среде с вентилятором. Компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию. Секция камеры сгорания сообщается по текучей среде с компрессорной секцией. Турбинная секция сообщается по текучей среде с секцией камеры сгорания. Турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию. Первая турбинная секция и первая компрессорная секция вращаются в первом направлении. Вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция вращаются во втором направлении, противоположном первому. Первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, превышающей первую скорость. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Между вентилятором и каскадом низкого давления, который приводится во вращение первой турбинной секцией, предусмотрен редуктор, поэтому вентилятор вращается с более низкой скоростью, чем первая турбинная секция.

[0006] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.

[0007] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, указанное отношение больше или равно приблизительно 1,0.

[0008] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, редуктор обеспечивает вращение вентилятора во втором направлении, противоположном первому.

[0009] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, зубчатый редуктор обеспечивает вращение вентилятора в первом направлении.

[0010] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, редуктор представляет собой планетарный редуктор.

[0011] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, передаточное отношение редуктора превышает приблизительно 2,3.

[0012] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, передаточное отношение превышает приблизительно 2,5.

[0013] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, вентилятор подает часть воздуха в наружный контур, при этом степень двухконтурности определяется как часть воздуха, подаваемая в наружный контур, разделенная на количество воздуха, подаваемого в первую компрессорную секцию, и превышает приблизительно 6,0.

[0014] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, степень двухконтурности превышает приблизительно 10,0.

[0015] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, вентилятор имеет 26 или менее лопаток.

[0016] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени.

[0017] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, первая турбинная секция имеет вплоть до 6 ступеней.

[0018] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, отношение давлений в первой турбинной секции превышает приблизительно 5:1.

[0019] В другом варианте осуществления турбинная секция газотурбинного двигателя имеет первую и вторую турбинные секции. Первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, которая превышает первую скорость. Вторая турбинная секция содержит две или менее ступеней. Первый характеризующий параметр определяется как произведение квадрата первой скорости и первой площади. Второй характеризующий параметр определяется как произведение квадрата второй скорости и второй площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.

[0020] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, первая и вторая турбинные секции вращаются в противоположных направлениях относительно друг друга.

[0021] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, отношение давлений в первой турбинной секции превышает приблизительно 5:1.

[0022] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, отношение характеризующих параметров больше или равно приблизительно 0,8.

[0023] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, указанное отношение больше или равно приблизительно 1,0.

[0024] В другом варианте осуществления согласно предыдущему варианту осуществления, первая турбинная секция имеет вплоть до шести ступеней.

Краткое описание чертежей

[0025] Фиг. 1 - газотурбинный двигатель.

[0026] Фиг. 2 - схематическое изображение каскадов низкого и высокого давления с приводом вентилятора.

[0027] Фиг. 3 - схематическое изображение альтернативного приводного устройства. Подробное раскрытие изобретения

[0028] На фиг. 1 схематически показан газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20 представлен здесь в виде двухкаскадного турбовентиляторного двигателя, который в общем случае содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию форсажной камеры (не показана) наряду с другими системами или компонентами. Вентиляторная секция 22 нагнетает воздух в наружный контур В, в то время как компрессорная секция 24 нагнетает воздух во внутренний контур С для сжатия и подачи в секцию 26 камеры сгорания с последующим расширением в турбинной секции 28. В раскрытом неограничительном примере осуществления показан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, однако, следует понимать, что раскрытые здесь концепции не ограничены применением с турбовентиляторными двигателями, поскольку изложенное в настоящем документе может быть использовано для других типов турбинных двигателей, включая трехкаскадные конструкции.

[0029] Двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, которые установлены для вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя при помощи нескольких систем 38 подшипников. При этом следует понимать, что, альтернативно или дополнительно, на различных участках могут быть установлены различные системы 38 подшипников.

[0030] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, который соединяет вентилятор 42, компрессорную секцию 44 низкого давления (или первую компрессорную секцию) и турбинную секцию 46 низкого давления (или первую турбинную секцию). Внутренний вал 40 соединяется с вентилятором 42 при помощи редуктора 48, который приводит во вращение вентилятор 42 с более низкой скоростью, чем скорость вращения низкоскоростного каскада 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который соединяет компрессорную секцию 52 высокого давления (или вторую компрессорную секцию) и турбинную секцию 54 высокого давления (или вторую турбинную секцию). Камера 56 сгорания установлена между компрессорной секцией 52 высокого давления и турбинной секцией 54 высокого давления. Промежуточная силовая рама 57 неподвижной конструкции 36 двигателя расположена, как правило, между турбинной секцией 54 высокого давления и турбинной секцией 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 поддерживает также подшипниковые системы 38 в турбинной секции 28. В контексте настоящего описания турбинная секция высокого давления подвергается воздействию более высокого давления, чем турбинная секция низкого давления. Турбинная секция низкого давления представляет собой секцию, которая приводит во вращение вентилятор 42. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентрическими и вращаются при помощи подшипниковых систем 38 вокруг центральной продольной оси А, которая является коллинеарна их продольным осям. Каскады высокого и низкого давления могут вращаться в одном направлении или в противоположных направлениях.

[0031] Поток воздуха внутреннего контура С сжимается компрессорной секцией 44 низкого давления, затем - компрессорной секцией 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 56 сгорания, а затем поток газообразных продуктов сгорания расширяется в турбинной секции 54 высокого давления и турбинной секции 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 57 содержит аэродинамические поверхности 59, которые расположены на пути воздушного потока внутреннего контура. Турбинные секции 46, 54 приводят во вращение соответствующие низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 в ответ на указанное расширение.

[0032] Двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. Степень двухконтурности представляет собой отношение объема воздуха, поступающего в наружный контур В, к объему воздуха, поступающего во внутренний контур С. В другом примере степень двухконтурности двигателя 20 является большей, чем приблизительно шесть (6), например, больше, чем десять (10), редуктор 48 представляет собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, большим, чем приблизительно 2,3, а турбинная секция 46 низкого давления имеет отношение давлений, превышающее приблизительно 5. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 20 больше, чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно превышает диаметр компрессорной секции 44 низкого давления, а турбинная секция 46 низкого давления имеет отношение давлений, составляющее больше, чем приблизительно 5:1. В некоторых вариантах осуществления турбинная секция высокого давления может иметь две или менее ступеней. В отличие от этого турбинная секция 46 низкого давления в некоторых вариантах осуществления имеет от 3 до 6 ступеней. Отношение давлений турбинной секции 46 низкого давления представляет собой отношение полного давления, измеренного перед входом турбинной секции 46 низкого давления, к полному давлению на выходе турбинной секции 46 низкого давления перед выходным соплом. Редуктор 48 может представлять собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу с понижающим передаточным числом, превышающим приблизительно 2,5:1.

[0033] Если требуется, чтобы вентилятор вращался в том же направлении, что и турбинная секция низкого давления, то может использоваться планетарная зубчатая передача. С другой стороны, если требуется, чтобы вентилятор вращался в направлении, противоположном направлению вращения турбинной секции низкого давления, может быть использована зубчатая передача звездного типа. Специалистам в данной области техники известны различные варианты зубчатых передач, которые могут использоваться конструкторами газотурбинных двигателей. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве иллюстрации одного примера осуществления двигателя с редуктором, и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, включая безредукторные турбовентиляторные двигатели.

[0034] Значительная величина тяги обеспечивается потоком В наружного контура, благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский режим со скоростью приблизительно 0,8 Маха на высоте до приблизительно 35000 футов. Режим полета при 0,8 Маха и 35000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем - также известен как «крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге» (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий отношению массы сжигаемого в час топлива, выраженной в фунтах массы, к тяге, развиваемой двигателем в этом режиме полета, выраженной в фунтах-сила. «Минимальная степень повышения давления в вентиляторе» представляет собой отношение давлений только на лопатке вентилятора перед выходными направляющими лопатками вентилятора. Минимальная степень повышения давления в вентиляторе согласно одному раскрытому в настоящем описании неограничительному варианту осуществления составляет менее, чем приблизительно 1,45. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/сек, деленную на промышленную стандартную температурную поправку [(Тнабегающего воздушного потока°R)/518,7)0,5]. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно раскрытому в настоящем документе одному неограничивающему варианту осуществления составляет менее, чем приблизительно 1150 фут/сек. При этом вентилятор 42 может иметь 26 или менее лопаток.

[0035] Площадь выходного сечения 400 показана на фиг. 1 и фиг. 2 на выходе турбинной секции 54 высокого давления. Площадь выходного сечения турбинной секции низкого давления определяется на выходе 401 турбинной секции низкого давления. Как показано на фиг. 2, газотурбинный двигатель 20 может представлять собой двигатель с противовращением. Это означает, что турбинная секция 46 низкого давления и компрессорная секция 44 низкого давления вращаются в одном направлении, тогда как каскад 32 высокого давления, содержащий турбинную секцию 54 высокого давления и компрессорную секцию 52 высокого давления, вращается в противоположном направлении. Редуктор 48 может быть выбран таким образом, чтобы вентилятор 42 вращался в том же направлении, что и каскад 32 высокого давления, как показано на фиг. 2.

[0036] Другой вариант осуществления показан на фиг. 3. На фиг. 3 вентилятор вращается в том же направлении, что и каскад 30 низкого давления. Чтобы обеспечить такое вращение зубчатый редуктор 48 может представлять собой планетарный зубчатый редуктор, который заставляет вентилятор 42 вращаться в том же самом направлении. С такой же конструкцией, а также с другими вышеуказанными конструкциями, включающими различные количественные параметры и эксплуатационные диапазоны, можно получить очень высокую скорость вращения контура низкого давления. Работу турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления часто оценивают, исходя из характеризующего параметра, который представляет собой произведение площади выходного сечения турбинной секции на квадрат соответствующей скорости. Этот характеризующий параметр (PQ, от англ. performance quantity,) определяется следующим образом:

Уравнение 1: PQltp=(Alpt×Vlpt2)

Уравнение 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt2)

где Alpt - площадь турбинной секции низкого давления на выходе из нее (например, в 401), Vlpt - скорость турбинной секции низкого давления, Ahpt - площадь турбинной секции высокого давления на выходе из нее (например, в 400), a Vhpt - скорость турбинной секции низкого давления.

[0037] При этом отношение характеризующего параметра турбинной секции низкого давления к характеризующему параметру турбинной секции высокого давления составляет:

Уравнение 3: (Alpt×Vlpt2)/(Ahpt×Vhpt2)=PQltp/PQhpt

В одном примере осуществления турбины, выполненном согласно вышеуказанной конструкции, площади турбинных секций низкого и высокого давления составляют 557,9 дюйм2 и 90,67 дюйм2 соответственно. Далее, скорости турбинных секций низкого и высокого давления составляют 10179 об/мин и 24346 об/мин соответственно. Таким образом, используя вышеуказанные Уравнения 1 и 2, можно рассчитать характеризующие параметры турбинных секций низкого и высокого давления:

Формула 1: PQlpt=(Alpt×Vlpt2)=(557,9 дюйм2)(10179 об/мин)2=57805157673,9 дюйм2(об/мин)2

Формула 2: PQhpt=(Ahpt×Vhpt2)=(90.67 дюйм2)(24346 об/мин)2=53742622009,72 дюйм2(об/мин)2,

а используя вышеприведенное Уравнение 3, можно рассчитать указанное отношение для турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления:

Отношение = PQlpt/PQhpt=57805157673,9 дюйм2(об/мин)2/53742622009,72 дюйм2(об/мин)2=1,075

[0038] В другом варианте осуществления указанное отношение составляет приблизительно 0,5, а в следующем варианте осуществления - приблизительно 1,5. При отношениях PQlpt/PQhpt в пределах от 0,5 до 1,5 обеспечивается высокоэффективный газотурбинный двигатель. Точнее, отношения PQltp/PQhpt, большие или равные приблизительно 0,8, являются более эффективными. Еще точнее, отношения PQltp/PQhpt, большие или равные 1,0, являются еще более эффективными. Благодаря таким отношениям PQltp/PQhpt можно, в частности, уменьшить размеры, как диаметра, так и осевой длины турбинной секции. Кроме того, в большой степени увеличивается коэффициент полезного действия всего двигателя.

[0039] Такая конструкция обеспечивает также усовершенствование компрессорной секции низкого давления, которая функционирует скорее как компрессорная секция высокого давления, чем как традиционная компрессорная секция низкого давления. Она является более эффективной по сравнению с уровнем техники и может обеспечивать большее повышение давления при меньшем числе ступеней. Компрессорная секция низкого давления может иметь меньший радиус и меньшую длину, внося больший вклад в обеспечение проектной величины суммарного отношения давлений в двигателе. Кроме того, в результате увеличения эффективности турбинной секции низкого давления и компрессорной секции низкого давления в сочетании с зубчатыми редукторами скорость вращения вентилятора можно оптимизировать, чтобы получить наибольший полный полетный коэффициент полезного действия.

[0040] Настоящее изобретение раскрыто со ссылками на один вариант осуществления, однако, следует понимать, что определенные модификации могут быть внесены в него в пределах объема данного изобретения. По этой причине следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить действительный объем и содержание данного изобретения.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:

вентилятор;

компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором и содержащую первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию;

секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;

турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания,

при этом турбинная секция содержит первую турбинную секцию и вторую турбинную секцию, причем первая турбинная секция и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому,

при этом указанная первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,

при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, превышающей первую скорость,

при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,

при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади,

при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5 и

при этом предусмотрен редуктор между указанным вентилятором и каскадом низкого давления, приводимым в действие первой турбинной секцией, за счет чего вентилятор имеет возможность вращаться с более низкой скоростью, чем первая турбинная секция.

2. Двигатель по п. 1, в котором указанное отношение больше или равно 0,8.

3. Двигатель по п. 1, в котором указанное отношение больше или равно 1,0.

4. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор обеспечивает вращение указанного вентилятора во втором направлении, противоположном первому.

5. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор обеспечивает вращение указанного вентилятора в первом направлении.

6. Двигатель по п. 5, в котором указанный редуктор представляет собой планетарный редуктор.

7. Двигатель по п. 1, в котором передаточное отношение указанного редуктора превышает 2,3.

8. Двигатель по п. 7, в котором указанное передаточное отношение превышает 2,5.

9. Двигатель по п. 1, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью подачи части воздуха в наружный контур, а степень двухконтурности определена как часть воздуха, подаваемая в наружный контур, разделенная на количество воздуха, подаваемого в первую компрессорную секцию, при этом степень двухконтурности превышает 6,0.

10. Двигатель по п. 9, в котором указанная степень двухконтурности превышает 10,0.

11. Двигатель по п. 1, в котором указанный вентилятор содержит 26 или менее лопаток.

12. Двигатель по п. 1, в котором указанная первая турбинная секция содержит по меньшей мере три ступени.

13. Двигатель по п. 12, в котором указанная первая турбинная секция содержит вплоть до шести ступеней.

14. Двигатель по п. 1, в котором отношение давлений в первой турбинной секции превышает 5:1.

15. Турбинная секция газотурбинного двигателя, содержащая:

первую турбинную секцию;

вторую турбинную секцию,

при этом указанная первая турбинная секция имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью, причем указанная первая турбинная секция имеет по меньшей мере 3 ступени,

при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, превышающей первую скорость, причем указанная вторая турбинная секция содержит 2 или менее ступеней,

при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,

при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади,

при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от 0,5 до 1,5.

16. Турбинная секция по п. 15, в которой указанные первая и вторая турбинные секции выполнены с возможностью вращения в противоположных направлениях относительно друг друга.

17. Турбинная секция по п. 15, в которой отношение давлений в первой турбинной секции превышает 5:1.

18. Турбинная секция по п. 15, в которой указанное отношение характеризующих параметров больше или равно 0,8.

19. Турбинная секция по п. 18, в которой указанное отношение больше или равно 1,0.

20. Турбинная секция по п. 15, в которой указанная первая турбинная секция содержит не более шести ступеней.



 

Похожие патенты:

Система винтов противоположного вращения для турбомашины летательного аппарата содержит свободную силовую турбину, первый и второй винты противоположного вращения и устройство механической трансмиссии.

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.

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.

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.

Газотурбинный двигатель содержит чрезвычайно высокоскоростную турбину низкого давления, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.

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.

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.
Наверх