Конструкция редукторного газотурбинного двигателя, обеспечивающая повышенный кпд

Газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с возможностью вращения с приводным валом вентилятора, и компрессор высокого давления. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе компрессора высокого давления в диапазоне от 621 до 732°C при взлете, а отношение скоростей истечения, определяемое как отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи, находится в диапазоне от 0,75 до 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха. Степень двухконтурности двигателя превышает 8,0. Обеспечивается повышение КПД двигателя и, как следствие, уменьшается расход топлива. 4 н. и 24 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Уровень техники

Газотурбинные двигатели известны из уровня техники, в частности из патентных документов US 2012171018 А1, US 3100627 А и WO 2013106223 А1. Такие двигатели, как правило, содержат вентиляторную секцию, компрессорную секцию, секцию камеры сгорания и турбинную секцию. Воздух, поступающий в компрессорную секцию, сжимают и подают в секцию камеры сгорания, где происходит его смешивание с топливом и воспламенение для образования высокоскоростного потока газов сгорания. Поток газов сгорания высокой температуры проходит через турбинную секцию, приводя в действие компрессор и вентиляторную секцию. Компрессорная секция обычно содержит секции компрессоров низкого и высокого давления, а турбинная секция обычно содержит секции первой и второй турбин. Разумеется, может быть предусмотрено меньшее или большее число секций компрессоров и/или турбин.

Как правило, секция первой турбины (или турбины высокого давления) приводит в действие секцию первого компрессора (или компрессора высокого давления) при помощи наружного вала, причем вместе они образуют первый каскад (или каскад низкого давления), а секция второй турбины (или турбины низкого давления) приводит в действие секцию второго компрессора (или компрессора низкого давления) при помощи внутреннего вала, причем вместе они образуют второй каскад (или каскад низкого давления). Низкоскоростной внутренний вал также может приводить в действие вентиляторную секцию. Для приведения в действие вентиляторной секции можно использовать понижающее устройство, например эпициклический редуктор, обеспечивающий вращение вентиляторной секции со скоростью, отличной от скорости вращения турбинной секции, с целью увеличения суммарного тягового КПД двигателя. В двигателях такой конструкции вал, приводимый в действие одной из турбинных секций, может обеспечивать входную мощность для эпициклического редуктора, приводящего вентиляторную секцию во вращение с уменьшенной скоростью, что обеспечивает возможность приближения скоростей вращения как турбинной секции, так и вентиляторной секции к оптимальным.

Хотя конструкции с использованием редукторов, как правило, обеспечивают возможность увеличения тягового КПД, производители турбинных двигателей по-прежнему испытывают потребность в дальнейшем повышении КПД двигателей, в том числе теплового КПД, КПД энергопередачи и тягового КПД. Для этого необходимо предложить такую конструкцию двигателя, которая бы привела к еще большему увеличению КПД двигателя и, как следствие, уменьшению расхода топлива.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение направлено на решение задач, упомянутых в разделе «Уровень техники». Среди различных отличительных особенностей настоящего изобретения было обнаружено, что КПД турбовентиляторного двигателя с высокой степенью двухконтурности может быть повышен при работе двигателя на высоте около 35000 футов и скорости около 0,8 числа Маха за счет использования устройства понижения скорости (с передаточным отношением от приблизительно 2,3 до приблизительно 4,2) для приведения вентилятора во вращение с меньшей скоростью, обеспечивающее отношение выходных скоростей двигателя в диапазоне от приблизительно 0,7 до приблизительно 0,90 и отношение давлений в вентиляторе, которое меньше чем приблизительно 1,50.

Газотурбинный двигатель согласно одному из иллюстративных аспектов настоящего изобретения содержит, среди прочих возможных элементов, вентилятор с приводным валом, причем вентилятор выполнен с возможностью направления воздуха в наружный контур и во внутренний контур двигателя. Кроме того, газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с приводным валом вентилятора с возможностью вращения. Кроме того, газотурбинный двигатель содержит первую компрессорную секцию. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать при взлете температуру внутреннего контура на выходе первой компрессорной секции в диапазоне от приблизительно 1150 до приблизительно 1350 градусов Фаренгейта. Газотурбинный двигатель выполнен так, что отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи находится в диапазоне от приблизительно 0,75 до приблизительно 0,90. Отношение объема воздуха, проходящего в наружный контур, к объему воздуха, проходящего во внутренний контур двигателя, превышает приблизительно 8,0.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления раскрытого выше варианта осуществления первая компрессорная секция представляет собой компрессор высокого давления.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора меньше чем 1,45 в режиме полета с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне, когда скорость истечения вентиляторной струи меньше чем приблизительно 1175 футов в секунду.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления вентилятор содержит менее приблизительно 26 вентиляторных лопаток.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления вентилятор содержит менее приблизительно 20 вентиляторных лопаток.

Газотурбинный двигатель согласно другому иллюстративному аспекту настоящего изобретения содержит, среди прочих возможных элементов, вентилятор с приводным валом, причем вентилятор способен направлять воздух в наружный контур и во внутренний контур двигателя. Кроме того, газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с приводным валом вентилятора с возможностью вращения, имеющий передаточное отношение, которое больше или равно приблизительно 2,3. Кроме того, газотурбинный двигатель содержит первую компрессорную секцию. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать при взлете температуру внутреннего контура на выходе первой компрессорной секции в диапазоне от приблизительно 1150 до приблизительно 1350 градусов Фаренгейта. Отношение объема воздуха, проходящего в наружный контур, к объему воздуха, проходящего во внутренний контур двигателя, превышает приблизительно 8,0. Газотурбинный двигатель выполнен так, что отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи превышает приблизительно 0,75.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления раскрытого выше варианта осуществления первая компрессорная секция представляет собой компрессор высокого давления.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение давлений в вентиляторе для данного двигателя может составлять менее 1,45 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне, когда скорость истечения вентиляторной струи меньше чем приблизительно 1175 футов в секунду.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления вентилятор содержит менее приблизительно 26 вентиляторных лопаток.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления вентилятор содержит менее приблизительно 20 вентиляторных лопаток.

Газотурбинный двигатель согласно другому иллюстративному аспекту настоящего изобретения содержит, среди прочих возможных элементов, вентилятор с приводным валом, причем вентилятор выполнен с возможностью направлять воздух в наружный контур и во внутренний контур двигателя. Кроме того, газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с приводным валом вентилятора с возможностью вращения, имеющий передаточное отношение, которое больше или равно 2,3. Кроме того, газотурбинный двигатель содержит первую компрессорную секцию. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать при взлете температуру внутреннего контура на выходе первой компрессорной секции в диапазоне от приблизительно 1150 до приблизительно 1350 градусов Фаренгейта. Отношение объема воздуха, проходящего в наружный контур, к объему воздуха, проходящего во внутренний контур двигателя, превышает приблизительно 8,0. Газотурбинный двигатель выполнен так, что отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи составляет меньше чем приблизительно 0,90.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления раскрытого выше варианта осуществления первая компрессорная секция представляет собой компрессор высокого давления.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора в двигателе составляет меньше чем приблизительно 1,45 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне, когда скорость истечения вентиляторной струи составляет меньше чем приблизительно 1175 футов в секунду.

Газотурбинный двигатель согласно другому иллюстративному аспекту настоящего изобретения содержит, среди прочих возможных элементов, вентилятор с приводным валом, причем вентилятор выполнен с возможностью направлять воздух в наружный контур и во внутренний контур двигателя. Кроме того, газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с приводным валом вентилятора с возможностью вращения, имеющий передаточное отношение, приблизительно находящееся в первом диапазоне от приблизительно 2,3 до приблизительно 4,2. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи во втором диапазоне от приблизительно 0,75 до приблизительно 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха. Отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора составляет менее 1,5 на высоте около 35 000 футов в режиме полета со скоростью около 0,80 числа Маха и крейсерской мощностью двигателя. Отношение объема воздуха, проходящего в наружный контур, к объему воздуха, проходящего во внутренний контур двигателя, превышает приблизительно 8,0.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления раскрытого выше варианта осуществления отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора составляет менее чем приблизительно 1,45 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне, когда скорость истечения вентиляторной струи составляет меньше чем приблизительно 1175 футов в секунду.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне, когда выходная скорость вентилятора составляет меньше чем приблизительно 1175 футов в секунду.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет меньше чем приблизительно 1200 футов в секунду.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления скорость вершины вентиляторной лопатки составляет меньше чем приблизительно 1150 футов в секунду.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления скорость вершины вентиляторной лопатки составляет меньше чем приблизительно 1200 футов в секунду.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления скорость вершины вентиляторной лопатки составляет меньше чем приблизительно 1150 футов в секунду.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления двигатель содержит первую компрессорную секцию. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать при взлете температуру внутреннего контура на выходе первой компрессорной секции в диапазоне от приблизительно 1150 до приблизительно 1350 градусов Фаренгейта.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора составляет меньше чем приблизительно 1,45 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте 35 000 футов в режиме полета со скоростью около 0,80 числа Маха.

В дополнительном неограничивающем варианте осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет меньше чем приблизительно 1200 футов в секунду.

В соответствии с настоящим изобретением также предлагается способ эксплуатации газотурбинного двигателя по любому из вышеприведенных аспектов или вариантов их осуществления, либо по любому из пунктов формулы изобретения.

Краткое описание чертежей

Различные особенности и преимущества раскрытых примеров осуществления изобретения станут более ясны из нижеследующего подробного раскрытия. Чертежи, сопровождающие подробное раскрытие изобретения, кратко можно охарактеризовать следующим образом.

На фиг. 1 представлен в разрезе газотурбинный двигатель согласно изобретению. На фиг. 2 показан пример осуществления газотурбинного двигателя по фиг. 1.

Подробное раскрытие изобретения

Фиг. 1 схематически иллюстрирует пример осуществления газотурбинного двигателя 20, который содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. В альтернативных вариантах осуществления двигатель может содержать секцию форсажной камеры (не показано), а также другие системы и элементы. Вентиляторная секция 22 направляет воздушный поток по наружному контуру В, а компрессорная секция 24 подает воздушный поток по внутреннему контуру С, сжимая воздух и подавая его в секцию 26 камеры сгорания. В секции 26 камеры сгорания воздух смешивается с топливом и воспламеняется с получением потока газов сгорания под высоким давлением, который выходит через турбинную секцию 28, в которой энергию, извлеченную из этого потока, используют для приведения в движение вентиляторной секции 22 и компрессорной секции 24.

Хотя иллюстративные неограничивающие варианты осуществления изобретения относятся к турбовентиляторному газотурбинному двигателю, следует понимать, что раскрытые принципы не ограничены применением к турбовентиляторным двигателям и могут быть применены к турбинным двигателям других типов, например, к турбинному двигателю трехкаскадной конфигурации, в котором предусмотрены три концентрических каскада, вращающихся вокруг общей оси, причем каскад низкого давления обеспечивает приведение в действие вентилятора турбиной низкого давления через редуктор, каскад промежуточного давления обеспечивает приведение в действие первого компрессора компрессорной секции турбиной промежуточного давления, а каскад высокого давления обеспечивает приведение в действие компрессора высокого давления компрессорной секции турбиной высокого давления.

Проиллюстрированный двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, выполненные с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя на нескольких системах 38 подшипников. Следует понимать, что могут быть предусмотрены другие или дополнительные различные системы 38 подшипников, установленные в различных точках.

Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, соединяющий вентилятор 42 и секцию 44 компрессора низкого давления (или первого компрессора) с секцией 46 турбины низкого давления (или первой турбины). Внутренний вал 40 приводит вентилятор 42 во вращение через устройство изменения скорости, которое может представлять собой редуктор 48, чтобы обеспечить вращение вентилятора 42 со скоростью, которая меньше скорости вращения низкоскоростного каскада 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, соединяющий секцию 52 компрессора высокого давления (или второго компрессора) с секцией 54 турбины высокого давления (или второй турбины). Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентрическими и вращаются вокруг центральной продольной оси А двигателя на подшипниковых системах 38.

Между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления расположена камера 56 сгорания. В соответствии с одним из примеров турбина 54 высокого давления содержит по меньшей мере две ступени, образуя двухступенчатую турбину 54 высокого давления. В другом примере турбина 54 высокого давления содержит всего одну ступень. В контексте настоящего описания компрессор или турбина «высокого давления» испытывают воздействие более высокого давления, чем соответствующие компрессор или турбина «низкого давления».

Представленная турбина 46 низкого давления имеет отношение давлений, превышающее приблизительно 5. Отношение давлений представленной турбины 46 низкого давления определяют как отношение давления, измеренного перед входом турбины 46 низкого давления, к давлению, измеренному на выходе турбины 46 низкого давления, перед выпускным соплом.

Между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления обычно предусмотрена промежуточная силовая рама 58 неподвижной конструкции 36 двигателя. Промежуточная силовая рама 58 дополнительно поддерживает подшипниковые системы 38 турбинной секции 28, а также направляет воздушный поток, входящий в турбину 46 низкого давления.

Воздушный поток внутреннего контура С сжимают при помощи компрессора 44 низкого давления, а затем - компрессора 52 высокого давления, смешивают с топливом и воспламеняют в камере 56 сгорания для получения высокоскоростных газов сгорания, которые затем выходят через турбину 54 высокого давления и турбину 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 58 содержит лопатки 60, расположенные в канале течения воздушного потока внутреннего контура и работающие как направляющие входные лопатки турбины 46 низкого давления. Использование лопаток 46 промежуточной силовой рамы 58 в качестве направляющих входных лопаток турбины 46 низкого давления позволяет уменьшить длину турбины 46 низкого давления без увеличения аксиальной длины промежуточной силовой рамы 58. Уменьшение числа направляющих лопаток турбины 46 низкого давления или полное их устранение позволяет уменьшить аксиальную длину турбинной секции 28. Таким образом, может быть увеличена компактность газотурбинного двигателя 20 и повышена его удельная мощность. Представленный газотурбинный двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиадвигатель с высокой степенью двухконтурности. В других примерах осуществления газотурбинный двигатель 20 имеет степень двухконтурности, превышающую приблизительно шесть (6), а в одном из вариантов осуществления - превышающую приблизительно десять (10). Редуктор 48 может представлять собой, например, эпициклическую зубчатую передачу, такую как планетарную зубчатую передачу, звездную зубчатую передачу или зубчатую передачу известного типа с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,3.

Представленный газотурбинный двигатель 20 в одном из примеров представляет собой редукторный авиадвигатель с высокой степенью двухконтурности. В других примерах осуществления газотурбинный двигатель 20 имеет степень двухконтурности, которая превышает приблизительно шесть (6), в одном из вариантов осуществления - превышает приблизительно десять (10), а в другом варианте осуществления - превышает приблизительно десять (10) и меньше двадцати двух (22). Иллюстративный редуктор 48 может представлять собой, например, эпициклическую зубчатую передачу, такую как планетарную зубчатую передачу, звездную зубчатую передачу или другую известную зубчатую передачу с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,3.

В одном из раскрытых вариантов осуществления газотурбинный двигатель 20 имеет степень двухконтурности, превышающую приблизительно десять (10:1), причем диаметр вентилятора значительно больше, чем наружный диаметр компрессора 44 низкого давления. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры соответствуют лишь одному из вариантов осуществления газотурбинного двигателя с редуктором, а настоящее изобретение также применимо и к другим газотурбинным двигателям.

В связи с высокой степенью двухконтурности наружный контур В обеспечивает значительную часть тяги. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 спроектирована для работы в определенных условиях полета - как правило, для крейсерского полета со скоростью около 0,8 Маха на высоте около 10 668 м (35 000 футов). Условия полета со скоростью 0,8 Маха на высоте 35 000 футов при работе двигателя в режиме устойчивого оптимального потребления топлива на единицу производимой тяги - также известного под названием устойчивого удельного расхода топлива на единицу тяги в час (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption) - определяют по стандартному в данной области параметру, измеряемому как отношение количества топлива, сжигаемого в течение одного часа, выраженного в фунтах массы (Ibm), к тяге, вырабатываемой двигателем в такой точке устойчивого минимума, выраженной в фунтах-сила (Ibf).

«Минимальная степень повышения давления в вентиляторе» - это отношение давлений только на лопатках вентилятора, без учета системы спрямляющих выходных лопаток вентилятора (FEGV, от англ. Fan Exit Guide Vane). В соответствии с одним из описываемых вариантов осуществления изобретения, не налагающим каких-либо ограничений, минимальная степень повышения давления в вентиляторе составляет меньше чем приблизительно 1,50. В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения, не налагающим каких-либо ограничений, минимальное отношение давлений в вентиляторе составляет меньше чем приблизительно 1,45.

«Минимальная скорректированная окружная скорость вентиляторной лопатки» равна фактической окружной скорости вентиляторной лопатки в фут/с, разделенной на стандартную для данной области температурную поправку, равную [(Tram°R) / (518,7°R)]0,5. В одном из раскрытых вариантов осуществления изобретения, не налагающем каких-либо ограничений, «минимальная скорректированная окружная скорость вентиляторной лопатки» составляет меньше чем приблизительно 350,5 м/с (1150 фут/с).

Приведенный в качестве примера газотурбинный двигатель содержит вентилятор 42, который согласно одному из неограничивающих вариантов осуществления содержит менее приблизительно 26 вентиляторных лопаток. В другом неограничивающем варианте осуществления вентиляторная секция 22 содержит менее приблизительно 20 вентиляторных лопаток. Кроме того, в одном из раскрытых вариантов осуществления изобретения турбина 46 низкого давления содержит не более чем приблизительно 6 турбинных роторов, схематически обозначенных номером позиции 34. В другом неограничивающем примере осуществления турбина 46 низкого давления содержит приблизительно 3 турбинных ротора. Отношение числа вентиляторных лопаток 42 к числу роторов турбины низкого давления составляет от приблизительно 3,3 до приблизительно 8,6. Представленная турбина 46 низкого давления обеспечивает приводную мощность для вращения вентиляторной секции 22, при этом соотношение между числом турбинных роторов 34 в турбине 46 низкого давления и числом лопаток 42 в вентиляторной секции 22 характеризует пример газотурбинного двигателя 20 с повышенным КПД передачи мощности.

На фиг. 2 изображен двигатель 62, представляющий собой вариант двигателя 20. В двигателе 62 имеется выпускное отверстие 64 вентиляторной струи и выпускное отверстие 68 основной струи. Как правило, поток наружного контура В выходит через выпускное отверстие 64 вентиляторной струи, а поток основного контура С - через выпускное отверстие 68 основной струи.

Выпускное отверстие 64 вентиляторной струи находится между соплом 72 гондолы (расположенным в хвостовой области гондолы 74) и корпусом 78 двигателя. Выпускное отверстие 68 основной струи находится между соплом 82 корпуса (расположенным в хвостовой области корпуса 78 двигателя) и центральным конусом 84 сопла. В выпускное отверстие 68 основной струи поступает поток, расширившийся в турбине 46 низкого давления.

В рабочем режиме отношение скорости потока через выпускное отверстие 64 вентиляторной струи к скорости потока через выпускное отверстие 68 основной струи, называемое «отношением скоростей истекающих струй двигателя» (или «отношением скоростей истечения»), составляет от приблизительно 0,75 до приблизительно 0,90. Другими словами, отношение скоростей истечения = (скорость истечения вентиляторной струи) / (скорость истечения основной струи). В частности, для конструкций двигателя с использованием редуктора с передаточным отношением от приблизительно 2,3 до 4,2 (точнее, когда такой редуктор используют в сочетании с одной или несколькими из следующих характеристик: степень двухконтурности превышает приблизительно 6,0, отношение давлений в вентиляторе меньше чем приблизительно 1,50, окружная скорость вершины вентиляторной лопатки меньше чем приблизительно 1200 футов в секунду, отношение давлений в турбине низкого давления превышает приблизительно 5,0) показано, что отношение скоростей истечения в указанном желательном диапазоне обеспечивает уменьшение суммарного расхода топлива по сравнению с двигателями, аналогичное отношение которых лежит за пределами данного диапазона.

Для обеспечения нахождения отношения скоростей истечения в указанном диапазоне в крейсерском режиме полета может быть подобрана геометрия двигателя 62 и гондолы 74. Для получения требуемого отношения скоростей истечения также могут быть подобраны величины повышения давления в вентиляторе, суммарного входного потока вентилятора и степени двухконтурности.

Изменения отношения давлений в вентиляторе могут быть осуществлены путем изменения числа вентиляторных лопаток и/или геометрии вентиляторных лопаток, а именно, например, их формы, длины хорды, угла стреловидности, изгиба и т.д. Площадь горловины сопла вентиляторной струи равна наименьшей площади сечения потока на выходе вентиляторного сопла 72. Площадь горловины сопла основной струи равна наименьшей площади поперечного сечения потока на выходе сопла 82 основного контура вокруг центрального конуса 84. Величины этих площадей могут быть подобраны в соответствии с требуемыми величинами суммарного потока вентилятора и степени двухконтурности. Подбор сочетания этих геометрических параметров обеспечивает работу двигателя 62 с требуемым отношением скоростей истечения.

В частности, двигатель, предназначенный для работы в указанном диапазоне отношений скоростей истечения, входит в объем настоящего изобретения, даже если такой двигатель не работает в этом диапазоне непрерывно. Специалист в данной области может, используя настоящее описание, рассчитать, например, отношение скоростей истечения двигателя в определенных условиях работы по проектной величине выходного потока вентилятора и другим параметрам.

В одном из примеров осуществления двигатель 62 имеет отношение скорость истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи в указанном диапазоне при работе двигателя 62 на высоте около 35 000 футов в режиме полета со скоростью около 0,80 числа Маха и с крейсерской мощностью двигателя. В выпускном отверстии 64 вентиляторной струи и в выпускном отверстии 68 основной струи или вблизи них могут быть установлены датчики 86 и 90, измеряющие давление и температуру соответствующих потоков, по которым можно определить скорости истечения для проверки соответствия отношения скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи требуемым значениям.

Одна из характеристик двигателя 62 состоит в том, что в двигателе 62 отношение давлений в вентиляторе составляет меньше чем приблизительно 1,45 на высоте около 35 000 футов в режиме полета со скоростью около 0,80 числа Маха крейсерской мощностью двигателя.

Другая характеристика двигателя 62 состоит в том, что проектная степень двухконтурности двигателя 62 превышает приблизительно 8,0. Для достижения двигателем 62 проектной степени двухконтурности, превышающей приблизительно 8,0, активного перемещения воздушного потока через двигатель 62 не требуется.

Другая характеристика двигателя 62 состоит в том, что редуктор 48 имеет передаточное отношение, составляющее от приблизительно 2,3 до 4,2.

Другая характеристика двигателя 62 состоит в том, что температура основного контура на выходе компрессора высокого давления при взлете приблизительно находится в диапазоне от 1150 до 1350 градусов Фаренгейта. Точнее, при взлете на уровне моря в жаркую погоду данная температура составляет от приблизительно 621 до приблизительно 732°C (от приблизительно 1150 до приблизительно 1350°F).

В одном из примеров осуществления скорость истечения вентиляторной струи при работе двигателя с крейсерской мощностью при полете на высоте около 35 000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха составляет менее чем приблизительно 1175 футов в секунду (358 м/с).

Характеристики описанных примеров осуществления изобретения, включая отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи, обеспечивают возможность сокращения расхода топлива благодаря увеличению тягового КПД и общего КПД двигателя.

Хотя в вышеприведенном описании представлен один из примеров осуществления изобретения, для среднего специалиста в данной области должно быть очевидно, что в него могут быть внесены изменения, не выходящие за рамки объема изобретения. В связи с этим объем и содержание настоящего изобретения должны быть определены по прилагаемым пунктам формулы изобретения.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:

вентилятор с приводным валом, причем вентилятор выполнен с возможностью направления воздуха в наружный контур и во внутренний контур двигателя;

редуктор, соединенный с возможностью вращения с приводным валом вентилятора; и

первую компрессорную секцию, причем газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать температуру внутреннего контура на выходе первой компрессорной секции в диапазоне от 621 до 732°С (от 1150 до 1350°F) при взлете, при этом газотурбинный двигатель выполнен так, что отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи находится в диапазоне от 0,75 до 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха, а отношение объема воздуха, проходящего в наружный контур, к объему воздуха, проходящего во внутренний контур двигателя, превышает 8,0.

2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором первая компрессорная секция представляет собой компрессор высокого давления.

3. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, в котором отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора составляет менее 1,45, причем отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи находится в указанном диапазоне при скорости истечения вентиляторной струи менее 358 м/с (1175 футов в секунду) при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10 668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха.

4. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, в котором вентилятор содержит менее 26 вентиляторных лопаток.

5. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором вентилятор содержит менее 20 вентиляторных лопаток.

6. Газотурбинный двигатель по любому из пп. 1, 2, 5, в котором окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет менее 365,8 м/с (1200 футов в секунду).

7. Газотурбинный двигатель по п. 6, в котором окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет менее 350,5 м/с (1150 футов в секунду).

8. Газотурбинный двигатель, содержащий:

вентилятор с приводным валом, причем вентилятор выполнен с возможностью направления воздуха в наружный контур и во внутренний контур двигателя;

редуктор, соединенный с возможностью вращения с приводным валом вентилятора и имеющий передаточное отношение, которое больше или равно 2,3; и

первую компрессорную секцию, причем газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать температуру внутреннего контура на выходе первой компрессорной секции в диапазоне от 621 до 732°С (от 1150 до 1350°F) при взлете, отношение объема воздуха, проходящего в наружный контур, к объему воздуха, проходящего во внутренний контур двигателя, превышающее 8,0, при этом газотурбинный двигатель выполнен таким образом, что отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи превышает 0,75 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха.

9. Газотурбинный двигатель по п. 8, в котором первая компрессорная секция представляет собой компрессор высокого давления.

10. Газотурбинный двигатель по п. 8 или 9, в котором отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора составляет менее 1,45, причем отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи находится в указанном диапазоне при скорости истечения вентиляторной струи менее 358 м/с (1175 футов в секунду) при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха.

11. Газотурбинный двигатель по п. 8 или 9, в котором вентилятор содержит менее 26 вентиляторных лопаток.

12. Газотурбинный двигатель по п. 11, в котором вентилятор содержит менее 20 вентиляторных лопаток.

13. Газотурбинный двигатель по любому из пп. 8, 9 или 12, в котором окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет менее 365,8 м/с (1200 футов в секунду).

14. Газотурбинный двигатель по п. 13, в котором окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет менее 350,5 м/с (1150 футов в секунду).

15. Газотурбинный двигатель, содержащий:

вентилятор с приводным валом, причем вентилятор выполнен с возможностью направления воздуха в наружный контур и во внутренний контур двигателя;

редуктор, соединенный с приводным валом вентилятора с возможностью вращения и имеющий передаточное отношение, которое больше или равно 2,3; и

первую компрессорную секцию, причем газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать температуру внутреннего контура на выходе первой компрессорной секции в диапазоне от 621 до 732°С (от 1150 до 1350°F) при взлете, отношение объема воздуха, проходящего в наружный контур, к объему воздуха, проходящего во внутренний контур двигателя, превышающее 8,0, при этом газотурбинный двигатель выполнен так, что отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи меньше, чем 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха.

16. Газотурбинный двигатель по п. 15, в котором первая компрессорная секция представляет собой компрессор высокого давления.

17. Газотурбинный двигатель по п. 15 или 16, в котором отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора составляет менее 1,45, причем отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи находится в указанном диапазоне при скорости истечения вентиляторной струи менее 358 м/с (1175 футов в секунду) при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха.

18. Газотурбинный двигатель по п. 15 или 16, в котором вентилятор содержит менее 26 вентиляторных лопаток.

19. Газотурбинный двигатель по п. 18, в котором вентилятор содержит менее 20 вентиляторных лопаток.

20. Газотурбинный двигатель по любому из пп. 15, 16, 19, в котором окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет менее 365,8 м/с (1200 футов в секунду).

21. Газотурбинный двигатель по п. 20, в котором окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет менее 350,5 м/с (1150 футов в секунду).

22. Газотурбинный двигатель, содержащий:

вентилятор с приводным валом, причем вентилятор выполнен с возможностью направления воздуха в наружный контур и во внутренний контур двигателя; и

редуктор, соединенный с приводным валом вентилятора с возможностью вращения и имеющий передаточное отношение, находящееся в диапазоне от 2,3 до 4,2, причем газотурбинный двигатель выполнен так, чтобы отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи находилось во втором диапазоне от 0,75 до 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха, отношение давлений на лопатке вентилятора составляет менее 1,5 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 35000 футов со скоростью около 0,80 числа Маха, а отношение объема воздуха, проходящего в наружный контур, к объему воздуха, проходящего во внутренний контур двигателя, превышает 8,0.

23. Газотурбинный двигатель по п. 22, дополнительно содержащий первую компрессорную секцию, причем газотурбинный двигатель выполнен с возможностью обеспечивать температуру внутреннего контура на выходе первой компрессорной секции в диапазоне от 621 до 732°С (от 1150 до 1350°F) при взлете.

24. Газотурбинный двигатель по п. 22 или 23, в котором отношение давлений воздуха на лопатке вентилятора составляет менее 1,45, причем отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи находится в указанном диапазоне при скорости истечения вентиляторной струи менее 358 м/с (1175 футов в секунду) при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров (35000 футов) со скоростью около 0,80 числа Маха.

25. Газотурбинный двигатель по п. 22 или 23, в котором вентилятор содержит менее 26 вентиляторных лопаток.

26. Газотурбинный двигатель по п. 25, в котором вентилятор содержит менее 20 вентиляторных лопаток.

27. Газотурбинный двигатель по любому из пп. 22, 23, 26, в котором окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет менее 365,8 м/с (1200 футов в секунду).

28. Газотурбинный двигатель по п. 27, в котором окружная скорость вершины вентиляторной лопатки составляет менее 350,5 м/с (1150 футов в секунду).



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к газотурбинным двигателям газоперекачивающего агрегата. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двигателя включает газодинамически связанные между собой соосные валы роторов высокого давления (РВД) и роторов низкого давления (РНД) модуля газогенератора и вал ротора модуля силовой турбины.

Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине.

Система передачи мощности для турбомашины содержит передаточный вал, связанный с валом двигателя с помощью средств соединения и приводящий в действие оборудование или вспомогательные средства.

Изобретение относится к энергетике. Газотурбинная система, содержащая газовую турбину (23), первую нагрузку (71) и вторую нагрузку (72), приводимые в действие с помощью газовой турбины.

Газотурбинный двигатель содержит гибкую опору для зубчатой передачи привода вентилятора. Первая турбинная секция имеет первую выходную площадь и способна вращаться с первой скоростью.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Единый механизм передачи крутящего момента агрегатам двухвального, двухконтурного авиационного ТРД, имеющего газодинамически связанные между собой соосные валы РВД и РНД, включает соединенные с РВД с возможностью передачи агрегатам крутящего момента от турбины высокого давления ЦКП и кинематически соединенные с ней редукторы приводов КДА и КСА.

Двухвальный турбореактивный двигатель содержит передний вентилятор, модуль высокого давления с ротором высокого давления, модуль турбины низкого давления, промежуточный корпус, содержащий упорный подшипник ротора высокого давления.

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, а также систему изменения скорости.

Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине.

Газотурбинный двигатель содержит вентилятор, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, турбину привода вентилятора, сообщающуюся с камерой сгорания, редукторную систему, гибкую опору и смазочную систему.

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.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, турбину низкого давления, турбину высокого давления и средства регулирования для регулирования скорости вращения турбины низкого давления до по существу постоянной скорости.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.

Компрессорно-турбинный авиационный двигатель с поперечным расположением ступеней газовой турбины включает в себя входное устройство, компрессор, противоточную камеру сгорания, реактивное сопло, редуктор.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к управлению авиационным двигателем. Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове заключается в уменьшении частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления. При этом частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения. Роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, после чего частоту вращения роторов уменьшают до останова. Изобретение обеспечивает стабильную подачу масла к опорам двигателя на останове до полной остановки всех роторов двигателя, а также позволяет снизить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1 ил.

Газотурбинный двигатель содержит редуктор, соединенный с возможностью вращения с приводным валом вентилятора, и компрессор высокого давления. Газотурбинный двигатель выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе компрессора высокого давления в диапазоне от 621 до 732°C при взлете, а отношение скоростей истечения, определяемое как отношение скорости истечения вентиляторной струи к скорости истечения основной струи, находится в диапазоне от 0,75 до 0,90 при полете с крейсерской мощностью двигателя на высоте около 10668 метров со скоростью около 0,80 числа Маха. Степень двухконтурности двигателя превышает 8,0. Обеспечивается повышение КПД двигателя и, как следствие, уменьшается расход топлива. 4 н. и 24 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх