Газотурбинный двигатель

Газотурбинный двигатель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Уровень техники

Газотурбинный двигатель, обычно, содержит 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. Высокоскоростной поток газов сгорания проходит через турбинную секцию, приводя в действие компрессор и вентиляторную секцию. Компрессорная секция обычно содержит компрессоры низкого и высокого давления, а турбинная секция обычно содержит, по меньшей мере, турбину привода вентилятора.

Турбина привода вентилятора может приводить в движение первый компрессор при помощи внутреннего вала, причем вместе они составляют каскад низкого давления. Для приведения в движение вентиляторной секции могут быть использованы устройство понижения скорости, например, эпициклический редуктор, обеспечивающий вращение вентиляторной секции со скоростью, отличной от скорости вращения турбины привода вентилятора, с целью увеличения суммарного тягового КПД двигателя. КПД, с которым редуктор осуществляет передачу мощности, является важным параметром, учитываемым при разработке вентилятора, приводимого в движение таким редуктором. Мощность или энергия, которые не передаются через редуктор, могут вызывать выделение тепла, которое может отводиться с помощью смазочной систему. Как правило, чем больше количество выделяемого тепла, тем больше и тяжелее смазочная система.

В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель, известный из американской заявки US 2013/0178327. Хотя редукторные конструкции могут обеспечить увеличение тягового КПД, другие факторы, в том числе потребность в отводе тепла и смазке, могут привести к снижению увеличенного тягового КПД. В связи с этим производители турбинных двигателей по-прежнему испытывают потребность в дальнейшем повышении КПД двигателей, в том числе термического КПД, КПД передачи и тягового КПД.

Сущность изобретения

Газотурбинный двигатель согласно одному из примеров осуществления настоящего изобретения содержит, среди прочих возможных элементов, вентилятор, включающий в себя множество лопаток вентилятора, выполненных с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания. Турбина привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой выходной точке и может вращаться с первой скоростью. Вторая турбина имеет вторую площадь выходного сечения во второй выходной точке и может вращаться со второй скоростью, превышающей первую скорость вращения. 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 к второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5. Редукторная система выполнена с возможностью обеспечивать снижение скорости между турбиной привода вентилятора и вентилятором и передавать вентилятору входную мощность от турбины привода вентилятора с КПД, который превышает приблизительно 98% и меньше 100%. Части редукторной системы поддерживаются гибкой опорой. Опора, отходящая от неподвижной конструкции двигателя, обеспечивает компенсацию, по меньшей мере, радиальных смещений редукторной системы относительно неподвижной конструкции. Смазочная система выполнена с возможностью подачи смазки в редукторную систему и отвода тепловой энергии из редукторной системы.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления раскрытого выше варианта осуществления смазочная система выполнена с возможностью отвода количества энергии, которое составляет больше нуля и меньше приблизительно 2% энергии, поступающей в редукторную систему во время работы газотурбинного двигателя.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления вентилятор подает часть воздуха в наружный контур. Степень двухконтурности определяют как отношение части воздуха, подаваемой в наружный контур, к части воздуха, подаваемой в компрессорную секцию. Степень двухконтурности превышает приблизительно 6,0.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления опора содержит ограничитель нагрузки для ограничения перемещений редукторной системы под воздействием несбалансированных условий.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления степень двухконтурности превышает приблизительно 10,0.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение больше или равно приблизительно 0,8.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение давлений в турбине привода вентилятора превышает приблизительно 5:1.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение постоянной тяги газотурбинного двигателя в установившемся режиме работы при взлете на уровне моря к суммарному объему турбины привода вентилятора и второй турбины больше или равно приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм³ и меньше или равно приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм³.

Газотурбинный двигатель согласно характерному варианту осуществления настоящего изобретения содержит, среди прочих возможных элементов, вентилятор, содержащий множество лопаток вентилятора, выполненных с возможностью вращения вокруг, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания. Отношение постоянной тяги газотурбинного двигателя в установившемся режиме работы при взлете на уровне моря к объему турбинной секции больше или равно приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм³ и меньше или равно приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм³. Редукторная система выполнена с возможностью обеспечивать понижение скорости между турбиной привода вентилятора и вентилятором и передавать вентилятору входную мощность от турбины привода вентилятора с КПД, который превышает приблизительно 98% и меньше 100%. Гибкая опора обеспечивает поддержку частей редукторной системы. Опора отходит от неподвижной конструкции двигателя для компенсации по меньшей мере радиальных смещений между редукторной системы и неподвижной конструкцией. Смазочная система выполнена с возможностью подачи смазки в редукторную систему и отвода тепловой энергии из редукторной системы.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления раскрытого выше варианта осуществления смазочная система выполнена с возможностью отвода количества энергии, которое больше нуля и меньше, чем приблизительно 2% энергии, поступающей в редукторную систему во время работы газотурбинного двигателя.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления опора содержит ограничитель нагрузки для ограничения перемещений редукторной системы под воздействием несбалансированных условий.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления вентилятор подает часть воздуха в наружный контур. Степень двухконтурности определяют как отношение части воздуха, подаваемой в наружный контур, к части воздуха, подаваемой в компрессорную секцию. Степень двухконтурности превышает приблизительно 6,0.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение больше или равно приблизительно 2,0 фунт-сила/дюйм³.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение больше или равно приблизительно 4,0 фунт-сила/дюйм³.

Газотурбинный двигатель согласно характерному варианту осуществления настоящего изобретения содержит, среди прочих возможных элементов, вентилятор, содержащий множество лопаток вентилятора, выполненных с возможностью вращения вокруг оси, компрессорную секцию, камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией, и турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания. Редукторная система выполнена с возможностью обеспечивать понижение скорости между турбиной привода вентилятора и вентилятором и передавать вентилятору входную мощность от турбины привода вентилятора с КПД, который превышает приблизительно 98% и меньше, чем 100%. Части редукторной системы поддерживает гибкая опора. Опора отходит от неподвижной конструкции двигателя для компенсации, по меньшей мере, радиальных смещений между редукторной системы и неподвижной конструкцией. Смазочная система выполнена с возможностью подачи смазки в редукторную систему и отвода тепловой энергии из редукторной системы.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления раскрытого выше варианта осуществления смазочная система выполнена с возможностью отвода количества энергии, которое больше нуля и меньше, чем приблизительно 2% от энергии, вводимой в редукторную систему во время работы газотурбинного двигателя.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления вентилятор подает часть воздуха в наружный контур. Степень двухконтурности определяют как отношение части воздуха, подаваемой в наружный контур, к части воздуха, подаваемой в компрессорную секцию. Степень двухконтурности превышает приблизительно 6,0.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления опора содержит ограничитель нагрузки для ограничения перемещений редукторной системы под воздействием несбалансированных условий.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления степень двухконтурности превышает приблизительно 10,0.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления отношение давлений в турбине привода вентилятора превышает приблизительно 5:1.

В соответствии с дальнейшим вариантом осуществления любого из раскрытых выше вариантов осуществления скорости вращения первой и второй турбинных секций, КПД редуктора и производительность смазочной системы могут быть определены для тяги в режиме взлета на уровне моря (SLTO, от англ. Sea Level Take-Off).

Хотя различные примеры осуществления проиллюстрированы с использованием конкретных компонентов, варианты осуществления настоящего изобретения не ограниченны именно представленными сочетаниями. Некоторые компоненты или признаки из одного из примеров осуществления могут быть использованы в сочетании с признаками или компонентами из другого примера.

Эти и другие особенности описываемого решения станут более ясны из нижеследующего подробного описания и прилагаемых чертежей, краткое описание которых приводится ниже.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1А схематически представлен пример газотурбинного двигателя.

На фиг. 1В схематически представлена одна из отличительных особенностей газотурбинного двигателя.

На фиг. 1С схематически представлена другая отличительная особенность газотурбинного двигателя.

На фиг. 2 схематически представлен пример осуществления редукторной системы привода вентилятора, содержащего эпициклическую звездную зубчатую передачу.

На фиг. 3 схематически представлен пример осуществления редукторной системы привода вентилятора, содержащего эпициклическую планетарную зубчатую передачу.

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 приведенные в качестве примера не накладывающие ограничений 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. В соответствии с некоторыми из вариантов осуществления изобретения передаточное отношение может превышать приблизительно 2,6, а в соответствии с другими вариантами осуществления изобретения передаточное отношение может превышать приблизительно 3,0.

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 (35000 футов). Условия полета со скоростью 0,8 Маха на высоте 35000 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 лопатки вентилятора» равна фактической окружной скорости лопатки вентилятора в фут/сек, разделенной на стандартную для данной области температурную поправку, равную [(Tram°R)/518,7)]^0,5. В одном из раскрытых вариантов осуществления изобретения, не налагающем каких-либо ограничений, «минимальная скорректированная окружная скорость лопатки вентилятора» составляет меньше, чем приблизительно 350,5 м/с (1150 фут/с).

Воздушный поток внутреннего контура сжимают при помощи компрессора 44 низкого давления, а затем - компрессора 52 высокого давления, смешивают с топливом и воспламеняют в камере 56 сгорания, после чего расширяют в турбине 54 высокого давления и турбине 46 низкого давления. Под воздействием расширения воздушного потока турбины 46, 54 приводят во вращение, соответственно, низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32.

Величину тяги, которая может быть произведена конкретной турбинной секцией, с учетом размеров данной турбинной секции в настоящем описании называют удельной мощностью или удельной силой турбинной секции и определяют как отношение постоянной тяги двигателя в установившемся режиме работы при взлете на уровне моря (SLTO, от англ. Sea Level Takeoff) к объему всей турбинной секции. В проиллюстрированном примере объем определяют в пределах от входа турбины 54 высокого давления до выхода турбины 46 низкого давления. Для увеличения удельной мощности турбинной секции 28 обе турбины 46, 54 низкого давления и высокого давления выполнены более компактными. Это означает, что турбина 54 высокого давления и турбина 46 низкого давления имеют меньшую аксиальную длину, а расстояние между турбинами 46, 54 уменьшено, что приводит к уменьшению объема турбинной секции 28. Удельная мощность раскрываемого газотурбинного двигателя 20, содержащего вентиляторную секцию 22, приводимую в движение редуктором, выше, чем удельная мощность известных газотурбинных двигателей, содержащих вентиляторы с приводом от редуктора. В таблице 1 приведены характеристики восьми примеров осуществления двигателей, содержащих турбинные секции и вентиляторные секции, приводимые в движение редукторными системами в соответствии с конфигурацией по настоящему изобретению (причем 1 дюйм = 2,54 см, 1 дюйм³ = 16,39 см³, 1 фунт-сила = 4,448 Н и 1 фунт-сила/дюйм³ = 0,2714 Н/см³):

В некоторых из вариантов осуществления изобретения удельная мощность (также называемая удельной тягой) больше или равна приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм³ (0,407 Н/см³). В других вариантах осуществления изобретения удельная мощность больше или равна приблизительно 2,0 фунт-сила/дюйм³ (0,543 Н/см³). В других вариантах осуществления изобретения удельная мощность больше или равна приблизительно 3,0 фунт-сила/дюйм³ (0,814 Н/см³). В других вариантах осуществления изобретения удельная мощность больше или равна приблизительно 4,0 фунт-сила/дюйм³ (1,086 Н/см³). В других вариантах осуществления изобретения удельная мощность меньше или равна приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм³ (1,493 Н/см³).

Двигатели, выполненные с использованием описываемой конфигурации вентилятора с редукторным приводом и содержащие турбинные секции, представленные в настоящей заявке, обладают чрезвычайно высоким общим КПД и повышенным топливным КПД

На фиг. 1В схематически проиллюстрирован объем турбинной секции 28, содержащей первую, вторую и третью ступени 46А, 46В и 46С. Каждая из ступеней 46А, 46В и 46С содержит соответствующую совокупность роторных лопаток 212 и направляющих лопаток 214. Раскрытая в данном примере турбинная секция дополнительно содержит по меньшей мере одну поворотную лопатку 220 между турбинами 54, 46 высокого и низкого давления, которая обладает незначительной кривизной и обеспечивает небольшое отклонение для подачи потока на роторные лопатки 212 первой ступени 46а турбины 46 низкого давления под требуемым углом. Данная поворотная лопатка 220 не может эффективно обеспечивать требуемое направление воздушного потока, если направления вращения турбин 54, 46 совпадают.

Представленная промежуточная силовая рама 58 содержит множество расположенных в ряд по окружности поворотных лопаток 220, которые направляют воздушный поток, выходящий из турбины 54 высокого давления и обеспечивают требуемое направление течения и требуемый уровень закручивания воздушного потока. Поскольку описываемая турбинная секция 28 более компактна, чем ранее использовавшиеся турбинные секции, расстояние перемещения воздуха между его входом в промежуточную силовую раму 58 и его входом в турбину 46 низкого давления уменьшено. Уменьшение аксиального расстояния перемещения воздуха приводит к сокращению потерь закручивания высокоскоростного воздушного потока при перемещении между промежуточной силовой рамой 58 и турбиной 46 низкого давления и позволяет лопаткам 220 промежуточной силовой рамы 58 выполнять функции входных направляющих лопаток турбины 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 58 также содержит распорку 221, которая образует конструктивную опору как для промежуточной силовой рамы 58, так и для корпуса двигателя. В соответствии с одним из примеров осуществления изобретения промежуточная силовая рама 58 может быть значительно более компактной благодаря тому, что распорка 221 заключена внутри лопатки 220, что приводит к уменьшению длины промежуточной силовой рамы 58.

При заданных окружной скорости конца лопатки вентилятора и уровне тяги, обеспечиваемом вентилятором заданного размера, внедрение устройства 48 изменения скорости (представлено на фиг. 1А) с определенным передаточным отношением обеспечивает возможность увеличения скорости компонентов турбины 46 низкого давления и компрессора 44 низкого давления. Более конкретно, при заданных диаметре вентилятора и окружной скорости конца лопатки вентилятора увеличение передаточного отношения обеспечивает повышение скорости вращения турбины, что, в свою очередь, обеспечивает дальнейшее увеличение компактности турбины и повышение удельной тяги турбинной секции 28. Увеличение передаточного отношения редуктора обеспечивает увеличение скорости вращения компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления относительно скорости вращения вентилятора 42.

Увеличение скоростей вращения компонентов газотурбинного двигателя 20 обеспечивает повышение общего КПД, тем самым обеспечивая возможность уменьшения диаметра и числа ступеней компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления, необходимых для поддержания требуемых параметров воздушного потока, проходящего через внутренний контур С.Таким образом, аксиальная длина компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления может быть уменьшена благодаря повышению КПД за счет увеличения скорости вследствие увеличения передаточного отношения. Кроме того, уменьшение диаметра и числа ступеней турбинной секции 28 увеличивает компактность и обеспечивает уменьшение необходимой общей аксиальной длины рассматриваемого газотурбинного двигателя 20.

Для дальнейшего увеличения удельной тяги газотурбинного двигателя 20 рассматриваемая турбинная секция 28 (содержащая турбину 54 высокого давления, промежуточную силовую раму 58 и турбину 46 низкого давления) выполнена более компактной, чем в известных конструкциях газотурбинных двигателей, что приводит к уменьшению длины турбинной секции 28 и общей длины газотурбинного двигателя 20.

Для обеспечения компактности рассматриваемой турбины 46 низкого давления, обеспечения лучшего соответствия диаметра турбины 46 низкого давления диаметру турбины 54 высокого давления и, таким образом, обеспечения практической работоспособности направляющей лопатки 220 промежуточной силовой рамы 58 изготовление начальных ступеней турбины 46 низкого давления может требовать использования более прочных материалов. Скорости и центробежное напряжение, возникающие в турбине 46 низкого давления малого диаметра, могут быть чрезмерно высокими для материалов, которые используют в известных турбинах высокого давления.

В число материалов, которые могут быть использованы в соответствии с настоящим изобретением для изготовления направляющей лопатки 220, рабочих лопаток 212 и направляющих лопаток 214 турбины низкого давления, входят материалы с направленной кристаллизацией, обеспечивающей дополнительную прочность в направлении вдоль профиля лопаток. Один из примеров способа изготовления направляющих лопаток 220, 214 или турбинных лопаток 212 с направленной кристаллизацией описан в патентной заявке США №13/290667 и патентах США №№7338259 и 7871247. Кроме того, в двигателе по одному из вариантов осуществления изобретения используют литые полые роторные лопатки 212 или направляющие лопатки 214, в которые охлаждающий воздух входит со стороны передней кромки рабочей или направляющей лопатки, а выходит со стороны ее задней кромки. В другом варианте осуществления изобретения используют роторные лопатки 212 или направляющие лопатки 214 с внутренним охлаждением при помощи отверстий для пленочного охлаждения. В соответствии с дополнительным вариантом осуществления двигателя для изготовления части турбины 46 низкого давления используют алюминиево-литиевый материал. Турбина 46 низкого давления по изобретению также может быть изготовлена с использованием диска или ротора из порошкообразного металла.

Кроме того, одна или несколько из ступеней роторных лопаток 212 турбины 46 низкого давления могут быть изготовлены с использованием монокристаллических лопаток. Монокристаллические элементы обладают более высокой температурой окисления, чем элементы из не монокристаллических материалов, вследствие чего они могут выдерживать более высокие температуры воздушного потока. Более высокая температурная устойчивость турбинных лопаток 212 обеспечивает возможность создания более производительной турбины 46 низкого давления, размеры которой могут быть дополнительно уменьшены.

Хотя проиллюстрированная турбина 46 низкого давления содержит три ступени 46а, 46b и 46с, может быть предусмотрена модифицированная турбина 46 низкого давления, содержащая до шести ступеней. Увеличение числа ступеней 46а, 46b, 46с турбины низкого давления при постоянной тяге несколько уменьшает удельную тягу турбинной секции 28, но увеличивает мощность, которая может быть использована для приведения в движение компрессора низкого давления и вентиляторной секции 22.

Кроме того, в примерах исполнения турбинных лопаток может быть предусмотрено внутреннее охлаждение для обеспечения сохранения прочности материалов при высоких температурах, позволяющей им функционировать требуемым образом с учетом увеличения центробежной силы, обусловленного компактной конструкцией, в то же время, выдерживая повышенные температуры, связанные с добавлением ступеней компрессора 44 низкого давления и увеличением диаметра лопаток вентилятора.

Все описанные варианты осуществления изобретения обеспечивают возможность повышения компактности и КПД турбины 46 низкого давления, а также точности ее радиальной центровки относительно турбины 54 высокого давления. Повышение точности радиальной центровки турбин 46, 54 низкого и высокого давления обеспечивает повышение КПД, которое может скомпенсировать увеличение производственных затрат, связанное с внедрением направляющей лопатки 220 промежуточной силовой рамы 58.

Вышеописанные варианты осуществления изобретения обеспечивают значительное уменьшение общих размеров турбинной секции 28, что приводит к увеличению удельной мощности двигателя. Увеличение удельной мощности, в свою очередь, обеспечивает увеличение общего тягового КПД двигателя.

Площадь 400 выходного сечения, представленная на фиг. 1С и 1А, расположена в точке выхода секции турбины 54 высокого давления. Площадь выходного сечения секции турбины низкого давления определена в точке 401 выхода секции турбины низкого давления. Как показано на фиг. 1С, газотурбинный двигатель 20 может представлять собой двигатель со встречным вращением. Это означает, что направления вращения секции турбины 46 низкого давления и секции компрессора 44 низкого давления совпадают, а направление вращения ротора 32 высокого давления, содержащего секцию турбины 54 высокого давления и узел компрессора 52 высокого давления, противоположно ему. Зубчатый редуктор 48, который может представлять собой, например, эпициклическую зубчатую передачу (например, содержащую солнечную, кольцевую и звездные шестерни), выбирают так, чтобы направления вращения вентилятора 42 и ротора 32 высокого давления совпадали. В такой конструкции с использованием других вышеописанных конструкций, в том числе и с разными параметрами и диапазонами условий работы, может быть обеспечена чрезвычайно высокая скорость вращения ротора низкого давления. Работу секции турбины низкого давления и секции турбины высокого давления часто оценивают по характеризующему параметру, равному произведению площади выходного сечения соответствующей турбины и квадрата соответствующей скорости. Этот характеризующий параметр (PQ, от англ. Performance Quantity) определяют следующим образом:

где A_lpt - площадь секции турбины низкого давления на выходе из нее (например, в 401), V_lpt - скорость секции турбины низкого давления, A_hpt - площадь секции турбины высокого давления на выходе из нее (например, в 400), a V_hpt - скорость секции турбины низкого давления.

Тогда отношение характеризующего параметра секции турбины низкого давления к характеризующему параметру секции турбины высокого давления равно:

В одном из вариантов осуществления турбин, изготовленных в соответствии с вышеописанной конструкцией, площади секций турбин низкого и высокого давления равны 557,9 дюйм² (0,360 м²) и 90,67 дюйм² (0,058 м²) соответственно. Кроме того, скорости вращения турбин низкого и высокого давления равны, соответственно, 10179 об/мин и 24 346 об/мин Тогда в соответствии с приведенными выше уравнениями 1 и 2 характеризующие параметры турбин 46, 54 низкого и высокого давления равны:

а в соответствии с вышеприведенным уравнением 3 отношение характеризующих параметров секции турбины низкого давления и секции турбины высокого давления равно:

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

В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения данное отношение составляет приблизительно 0,5, а в дальнейшем варианте осуществления изобретения данное отношение составляет приблизительно 1,5. При отношениях PQ_ltp/PQ_hpt в диапазоне от 0,5 до 1,5 может быть получена чрезвычайно высокая общая производительность газотурбинного двигателя. Точнее, отношения PQ_ltp/PQ_hpt, которые больше или равны приблизительно 0,8, обеспечивают повышенную общую производительность газотурбинного двигателя. Еще точнее, отношения PQ_ltp/PQ_hpt, которые больше или равны 1,0, обеспечивают еще более высокую производительность. Такие значения отношения PQ_ltp/PQ_hpt, в частности, позволяют значительно уменьшить размеры - как диаметр, так и аксиальную длину - турбинной секции по сравнению с известными конструкциями. Кроме того, они обеспечивают значительное повышение общего КПД двигателя.

Такая конструкция обеспечивает усовершенствование секции компрессора низкого давления газотурбинного двигателя 20 и приближение ее характеристик к характеристикам секции компрессора высокого давления в смысле повышения КПД и обеспечения возможности осуществления большей компрессии при меньшем числе ступеней. Секция компрессора низкого давления может иметь меньшую длину и меньший радиус, в то же время внося