Редукторное устройство для высокоскоростной и малогабаритной турбины привода вентилятора

Редукторное устройство для высокоскоростной и малогабаритной турбины привода вентилятора

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю, в частности, к гибкой опорной конструкции для редукторного устройства двигателя.

Эпициклические коробки передач с планетарной зубчатой передачей или с планетарной зубчатой передачей с заторможенным водилом могут быть использованы в газотурбинных двигателях благодаря их компактности и высокой эффективности передаточных возможностей. Планетарная передача и планетарная передача с заторможенным водилом обычно содержат три элемента зубчатой передачи: центральное солнечное зубчатое колесо, наружное кольцевое зубчатое колесо с внутренними передаточными зубьями, и множество планетарных зубчатых колес, поддерживаемых планетарным водилом между солнечным зубчатым колесом и кольцевым зубчатым колесом в зацеплении с ними. Элементы зубчатой передачи имеют общую продольную центральную ось, вокруг которой происходит вращение, по меньшей мере, двух элементов. Преимущество эпициклической зубчатой передачи заключается в том, что входное вращающее воздействие может передаваться любому из трех элементов. Тогда один из двух оставшихся элементов остается неподвижным по отношению к двум другим, чтобы позволить третьему элементу выполнять функцию вывода вращающего воздействия.

В областях применения газотурбинного двигателя там, где требуется уменьшение передаваемой скорости, центральное солнечное зубчатое колесо обычно принимает входное вращающее воздействие от силовой установки, наружное кольцевое зубчатое колесо обычно неподвижно зафиксировано, а планетарное передаточное водило вращается в том же направлении, что и солнечное зубчатое колесо, обеспечивая выходной крутящий момент с уменьшенной скоростью вращения. В зубчатых передачах с заторможенным водилом планетарное водило остается неподвижным, а выходной вал приводится во вращение кольцевым зубчатым колесом в направлении, противоположном направлению вращения солнечного зубчатого колеса.

Во время полета легковесные конструкции корпусов изгибаются под действием аэронагрузок и маневренных нагрузок, вызывая значительный поперечный изгиб, известный как хребтовый прогиб двигателя. Этот прогиб может привести к потере параллельности оси вращения отдельного солнечного зубчатого колеса или планетарного зубчатого колеса с центральной осью. Эта деформация может привести к некоторому смещению подшипников скольжения зубчатой передачи и зубьев в зацеплении передачи, что, в свою очередь, может привести к снижению КПД из-за смещения и потенциальному сокращению срока службы из-за увеличения концентрированных напряжений.

Кроме того, при таком редукторном устройстве, как изложено выше, крутящий момент и скорость на входе в зубчатую передачу довольно велики.

Газотурбинный двигатель, обладающий всеми признаками ограничительной части независимого пункта 1 формулы настоящего изобретения, раскрыт в патентном документе ЕР 2532841.

Сущность изобретения

Задача настоящего изобретения заключается в устранении вышеперечисленных недостатков решений уровня техники, а именно в уменьшении турбинной секции, как в отношении диаметра, так и в отношении осевой длины, а также в увеличении КПД и срока службы газотурбинного двигателя.

В характеризующем варианте осуществления газотурбинный двигатель содержит вал вентилятора, приводящий в действие вентилятор, раму, поддерживающую вал вентилятора, и множество зубчатых колес для приведения в действие вала вентилятора. Множество зубчатых колес поддерживает, по меньшей мере частично, гибкая опора. Гибкая опора имеет жесткость, меньшую чем жесткость рамы. Первая турбинная секция обеспечивает вход привода в указанное множество зубчатых колес. Также имеется вторая турбинная секция. Первая турбинная секция имеет первую выходную площадь в первой точке выхода и вращается с первой скоростью. Вторая турбинная секция имеет вторую выходную площадь во второй точке выхода и вращается со второй скоростью, превышающей первую скорость. Первый характеризующий параметр определяют как произведение квадрата первой скорости и первой выходной площади. Второй характеризующий параметр определяют как произведение квадрата второй скорости и второй выходной площади. Отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру находится в интервале от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.

Первая турбинная секция может быть турбинной секцией низкого давления, а вторая турбинная секция может быть турбинной секцией высокого давления.

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

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, первая турбинная секция имеет по меньшей мере три ступени.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, первая турбинная секция имеет до шести ступеней.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, вторая турбинная секция имеет две ступени или меньше.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, коэффициент давления в первой турбинной секции составляет больше, чем приблизительно 5:1.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, отношение силы тяги, обеспечиваемой двигателем, к объему турбинной секции, содержащей турбину высокого давления и турбину низкого давления, больше или равно приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм³ и меньше или равно приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм³.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, рама имеет боковую жесткость рамы и поперечную жесткость рамы. Гибкая опора имеет поперечную жесткость гибкой опоры и боковую жесткость гибкой опоры. Боковая жесткость гибкой опоры меньше боковой жесткости рамы, а поперечная жесткость гибкой опоры меньше поперечной жесткости рамы.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, по меньшей мере одно из множества зубчатых колес, приводимых в движение первой турбинной секцией, соединено с гибким соединительным элементом.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, гибкий соединительный элемент имеет боковую жесткость гибкого соединительного элемента и поперечную жесткость гибкого соединительного элемента. Боковая жесткость гибкого соединительного элемента меньше боковой жесткости рамы. Поперечная жесткость гибкого соединительного элемента меньше поперечной жесткости рамы.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, множество зубчатых колес имеет зубчатое зацепление, определяющее боковую жесткость зубчатого зацепления и поперечную жесткость зубчатого зацепления. Боковая жесткость зубчатого зацепления больше боковой жесткости гибкой опоры. Поперечная жесткость зубчатого зацепления больше поперечной жесткости гибкой опоры.

В другом характерном варианте осуществления газотурбинный двигатель имеет вал вентилятора, приводящий в действие вентилятор, раму, поддерживающую вал вентилятора, и множество зубчатых колес, приводящих в действие вал вентилятора. Гибкая опора, по меньшей мере частично поддерживающая множество зубчатых колес, имеет жесткость меньшую, чем жесткость рамы. Имеются турбина высокого давления и турбина низкого давления, при этом турбина низкого давления выполнена с возможностью приведения в действие одного из множества зубчатых колес. Отношение силы тяги, обеспечиваемой двигателем, к объему турбинной секции, включающей в себя турбину высокого давления и турбину низкого давления, больше или равно приблизительно 1,5 и меньше или равно приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм².

В другом варианте осуществления, согласно предыдущему варианту осуществления, это отношение больше или равно приблизительно 2,0.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, это отношение больше или равно приблизительно 4,0.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, сила тяги представляет собой расчетную статическую тягу при взлете с уровня моря.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, рама имеет боковую жесткость рамы и поперечную жесткость рамы. Гибкая опора имеет поперечную жесткость гибкой опоры и боковую жесткость гибкой опоры. Боковая жесткость гибкой опоры меньше боковой жесткости рамы, а поперечная жесткость гибкой опоры меньше поперечной жесткости рамы.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления по меньшей мере одно из множества зубчатых колес, приводимых в действие первой турбинной секцией, соединено с гибким соединительным элементом.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, гибкий соединительный элемент имеет боковую жесткость гибкого соединительного элемента и поперечную жесткость гибкого соединительного элемента. Боковая жесткость гибкого соединительного элемента меньше боковой жесткости рамы, а поперечная жесткость гибкого соединительного элемента меньше поперечной жесткости рамы.

В другом варианте осуществления, согласно любому из предыдущих вариантов осуществления, множество зубчатых колес имеет зубчатое зацепление, определяющее боковую жесткость зубчатого зацепления и поперечную жесткость зубчатого зацепления. Боковая жесткость зубчатого зацепления больше боковой жесткости гибкой опоры. Поперечная жесткость зубчатого зацепления больше поперечной жесткости гибкой опоры.

В другом характерном варианте осуществления газотурбинный двигатель имеет вал вентилятора и раму, поддерживающую вал вентилятора. Рама определяет по меньшей мере одну из боковой жесткости рамы и поперечной жесткости рамы. Вал вентилятора приводится в действие редуктором. Гибкая опора по меньшей мере частично поддерживает редуктор. Гибкая опора определяет по меньшей мере одну из боковой жесткости гибкой опоры относительно боковой жесткости рамы и поперечной жесткости гибкой опоры относительно поперечной жесткости рамы. Входной соединительный элемент редуктора определяет по меньшей мере одну из боковой жесткости входного соединительного элемента относительно боковой жесткости рамы и поперечной жесткости входного соединительного элемента относительно поперечной жесткости рамы.

Краткое описание чертежей

Отличительные признаки станут понятны специалисту в данной области из нижеследующего раскрытия неограничивающих вариантов осуществления. Чертежи, сопровождающие подробное описание, можно кратко охарактеризовать следующим образом:

на фиг. 1А схематично представлен поперечный разрез газотурбинного двигателя;

на фиг. 1B показан фрагмент двигателя с фиг. 1А; на фиг. 1С показан другой фрагмент; на фиг. 1D показан еще один фрагмент;

на фиг. 2 представлен в увеличенном масштабе поперечный разрез газотурбинного двигателя с зубчатой передачей привода вентилятора (ЗППВ);

на фиг. 3 схематично представлена конструкция гибкого крепления для одного неограничивающего варианта осуществления ЗППВ;

на фиг. 4 схематично представлена конструкция гибкого крепления для другого неограничивающего варианта осуществления ЗППВ;

на фиг. 5 схематично представлена конструкция гибкого крепления для другого неограничивающего варианта осуществления планетарного ЗППВ с заторможенным водилом;

на фиг. 6 схематично представлена конструкция гибкого крепления для другого неограничивающего варианта осуществления планетарного ЗППВ с заторможенным водилом;

на фиг. 7 схематично представлена конструкция гибкого крепления для другого неограничивающего варианта осуществления планетарного ЗППВ с заторможенным водилом;

на фиг. 8 схематично представлена конструкция гибкого крепления для другого неограничивающего варианта осуществления планетарного ЗППВ.

Подробное раскрытие изобретения

На фиг. 1 схематично изображен газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20 здесь раскрыт как двухконтурный турбовентиляторный двигатель, который обычно содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, камеру сгорания 26 и турбинную секцию 28. Как вариант, двигатели могут содержать форсажную камеру (не показана) наряду с другими системами или признаками. Вентиляторная секция 22 проводит поток воздуха вдоль линии тока В по тракту второго контура, определенному внутри гондолы 15, в то время как компрессорная секция 24 проводит поток воздуха вдоль основного тракта C с целью сжатия и передачи в камеру сгорания 26, затем газ расширяется, проходя через турбинную секцию 28. Хотя в раскрытии неограничивающего варианта осуществления изображен двухконтурный турбовентиляторный газотурбинный двигатель, следует понимать, что раскрытые здесь технические решения не ограничены применением только в двухконтурных турбовентиляторных двигателях, и эти решения могут быть распространены на другие типы турбинных двигателей, включая трехконтурные конструкции.

Приведенный в качестве примера двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, установленные с возможностью вращения вокруг продольной центральной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя с помощью нескольких несущих систем 38. Следует понимать, что альтернативно или дополнительно могут быть предусмотрены другие несущие системы 38, а расположение несущих систем 38 может изменяться в зависимости от условий применения.

Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, соединенный с вентилятором 42, компрессором 44 низкого давления и турбиной 46 низкого давления. Для приведения в действие вентилятора 42 на более низкой скорости, чем скорость низкоскоростного каскада 30, внутренний вал 40 соединен с вентилятором 42 через механизм изменения скорости, который в приведенном в качестве примера газотурбинном двигателе 20 изображен в виде редукторного устройства 48. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, соединяющий компрессор 52 высокого давления и турбину 54 высокого давления. Камера сгорания 56 расположена в приведенном в качестве примера газотурбинном двигателе 20 между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления. Межтурбинная рама 57 неподвижной конструкции 36 двигателя обычно расположена между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления. Межтурбинная рама 57 также служит опорой для несущих систем 38 турбинной секции 28. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентрическими и вращаются с помощью несущих систем 38 вокруг центральной продольной оси А двигателя, лежащей на одной прямой с их собственными продольными осями.

Основной поток воздуха сжимается компрессором 44 низкого давления, а затем компрессором 52 высокого давления, смешивается и сжигается с топливом в камере сгорания 56, затем расширяется, проходя через турбину 54 высокого давления и турбину 46 низкого давления. Межтурбинная рама 57 содержит аэродинамические профили 59 в основном тракте С воздушного потока. В ответ на расширение турбины 46, 54 приводят во вращение, соответственно, низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32. Следует понимать, что расположение вентиляторной секции 22, компрессорной секции 24, камеры сгорания 26, турбинной секции 28 и редуктора 48 привода вентилятора может быть изменено. Например, редуктор 48 может быть расположен за камерой сгорания 26 или даже за турбинной секцией 28, а вентиляторная секция 22 может быть расположена перед редуктором 48 или после него.

В одном из примеров двигатель 20 представляет собой авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности и редуктором. В других примерах степень двухконтурности двигателя 20 составляет больше, чем приблизительно шесть (6), в приведенном в качестве примера варианте осуществления, в котором это значение больше, чем приблизительно десять (10), редукторное устройство 48 представляет собой эпициклический редуктор, такой как планетарная зубчатая передача или другая передача, с передаточным числом, составляющим более, чем приблизительно 2,3, а турбина 46 низкого давления имеет коэффициент давления, составляющий больше, чем приблизительно пять. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности газотурбинного двигателя 20 составляет больше, чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно больше диаметра компрессора 44 низкого давления, а турбина 46 низкого давления имеет коэффициент давления, составляющий больше, чем приблизительно пять 5:1. Коэффициент давления турбины 46 низкого давления - это отношение давления, измеренного на входе в турбину 46 низкого давления, к давлению на выходе из турбины 46 низкого давления перед выхлопным соплом. Редукторное устройство 48 может представлять собой эпициклический редуктор, такой как планетарная зубчатая передача или другая передача, с передаточным числом, составляющим больше, чем приблизительно 2,3:1. Следует понимать, однако, что вышеуказанные параметры приведены в качестве примера для одного из вариантов осуществления двигателя с редуктором, и что настоящее изобретение применимо к другим газотурбинным двигателям, в том числе - к турбовентиляторным двигателям прямого действия.

Значительную величину тяги обеспечивает канал В потока во втором контуре благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 предназначена для определенного режима полета - обычно крейсерского, с числом Маха около 0,8, на высоте около 35000 футов (10670 метров). Такое условие полета - 0,8 Мах и 35000 футов при наилучшем потреблении топлива двигателем, также известно как «удельный расход топлива по тяге (TSFC - от англ. Thrust Specific Fuel Consumption) в крейсерском режиме» - это промышленный стандартный параметр, представляющий собой отношением массы сгоревшего топлива к силе тяги двигателя, производимой в. точке минимума. «Коэффициент падения давления вентилятора» - это коэффициент давления только через лопатки вентилятора, без учета системы выходного направляющего аппарата вентилятора (FEGV - от англ. Fan Exit Guide Vane). Коэффициент падения давления вентилятора согласно одному неограничивающему варианту осуществления составляет меньше, чем приблизительно 1,45. «Окружная скорость лопатки вентилятора с поправкой» - это фактическая окружная скорость лопатки вентилятора в футах в секунду, разделенная на стандартную промышленную температурную поправку [(Tram°R)/(518,7°R)]^0,5. «Окружная скорость лопатки вентилятора с поправкой» согласно одному неограничивающему варианту осуществления составляет меньше, чем приблизительно 1150 футов в секунду (350,5 м/с).

Основной поток воздуха сжимается компрессором 44 низкого давления, затем компрессором 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере сгорания 56, затем расширяется в турбине 54 высокого давления и турбине 46 низкого давления. Турбины 46, 54 приводят во вращение, соответственно, низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 в ответ на расширение потока воздуха, проходящего через них.

Величину тяги, которая может развиваться отдельной турбинной секцией, соотнесенную с компактностью этой турбинной секции называют плотностью мощности или силовой плотностью турбинной секции, и получают путем деления расчетной силы тяги при взлете с уровня моря (SLTO - от англ. Sea Level Take-Off), на объем всей турбинной секции. Примерный объем определяют от входа турбины 54 высокого давления до выхода из турбины 46 низкого давления. С целью увеличения плотности мощности турбинной секции 28 каждую из турбин 46, 54 низкого и высокого давления делают более компактной. То есть турбину 54 высокого давления и турбину 46 низкого давления выполняют с более короткой осевой длиной, а также уменьшают пространство между каждой из турбин 46, 54, тем самым уменьшая объем турбинной секции 28.

Плотность мощности раскрытого газотурбинного двигателя 20, содержащего вентиляторную секцию 22, приводимую в действие через редуктор, больше, чем плотность мощности известного из уровня техники газотурбинного двигателя, содержащего вентилятор, приводимый в действие через редуктор. Восемь примеров двигателей, содержащих турбинные секции и вентиляторные секции, приводимые в действие редукторной системы с конструкциями, раскрытыми далее в настоящей заявке, приведены в Таблице 1 (где 1 фунт-сила = 4,448 Н, а 1 дюйм = 2,54 см):

В некоторых вариантах осуществления плотность мощности больше или равна приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм³. В других вариантах осуществления плотность мощности больше или равна приблизительно 2,0 фунт-сила/дюйм³. В других вариантах осуществления плотность мощности больше или равна приблизительно 3,0 фунт-сила/дюйм³. В других вариантах осуществления плотность мощности больше или равна приблизительно 4,0 фунт-сила/дюйм³. В других вариантах осуществления плотность мощности больше или равна приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм³.

Двигатели, выполненные с раскрытой здесь конструкцией вентилятора с редуктором и содержащие турбинные секции, как раскрыто далее в настоящей заявке, обеспечивают очень высокую эффективность работы и повышение эффективности использования топлива.

Принимая во внимание фиг. 1A, обратимся к фиг. 1B, где схематично показано вращение относительно друг друга элементов раскрытой в качестве примера конструкции 100 двигателя. В примере конструкции 100 двигателя, вентилятор 42 соединен через редуктор 48 с низкоскоростным каскадом 30, с которым соединены компрессор 44 низкого давления и турбина 46 низкого давления. Компрессор 52 высокого давления и турбина 54 высокого давления соединены с общим валом, образуя высокоскоростной каскад 32. Высокоскоростной каскад 32 вращается в направлении, противоположном направлению вращения вентилятора 42 (показано на фиг. 1B как направление «+»). Низкоскоростной каскад 30 вращается в том же направлении, что и вентилятор 42 (показано на фиг. 1B как направление «-»). Турбина 54 высокого давления и турбина 46 низкого давления вместе с межтурбинной рамой 57 образуют турбинную секцию 28 газотурбинного двигателя 20. Другие относительные направления вращения двух каскадов и вентилятора входят в объем настоящего изобретения.

В одном раскрытом примере редуктора 48 передаточное число превышает значение 2,3:1, это значит, что турбина 46 низкого давления вращается по меньшей мере в 2,3 раза быстрее, чем вентилятор 42. Примером такого редуктора является эпициклический редуктор планетарного типа, где ведущим является центральное солнечное зубчатое колесо 260. Планетарные зубчатые колеса 262 (показано только одно) вращаются вокруг солнечного зубчатого колеса 260 и пространственно разделены водилом 264, вращающемся в одном направлении с солнечным зубчатым колесом 260. Кольцевое зубчатое колесо 266, зафиксированное без возможности вращения в неподвижном корпусе 36 двигателя (показано на фиг. 1), заключает в себе всю совокупность зубчатых колес. Вентилятор 42 прикреплен к водилу 264 и приводится им во вращение таким образом, что направление вращения вентилятора 42 совпадает с направлением вращения водила 264, которое, в свою очередь, совпадает с направлением вращения ведущего солнечного зубчатого колеса 260. Соответственно, компрессор 44 низкого давления и турбина 46 низкого давления вращаются в противоположном направлении относительно компрессора 52 высокого давления и турбины 54 высокого давления.

Противоположное направление вращения компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления относительно компрессора 52 высокого давления и турбины 54 высокого давления обеспечивает определенную эффективность аэродинамических условий в турбинной секции 28, так как образующийся высокоскоростной поток отработавших газов движется от турбины 54 высокого давления к турбине 46 низкого давления. Более того, межтурбинная рама 57 способствует общей компактности турбинной секции 28. Кроме того, профиль 59 межтурбинной рамы 57 окружает опоры внутренних подшипников и масляные трубки, подлежащие охлаждению. Профиль 59 также направляет поток вокруг опор внутренних подшипников и масляных трубок для рационального использования высокоскоростного потока уходящих газов. Дополнительно, профиль 59 направляет поток, выходящий из турбины 54 высокого давления, под правильным углом, необходимым для обеспечения повышения КПД турбины 46 низкого давления.

Поток, выходящий из турбины 54 высокого давления, содержит значительную составляющую тангенциальной закрутки потока. Направление потока, выходящего из турбины 54 высокого давления, задается почти идеально для лопаток в первой ступени турбины 46 низкого давления для широкого диапазона установок мощности двигателя. Так, аэродинамическая поворачивающая функция межтурбинной рамы 57 может быть эффективно достигнута без существенной дополнительной корректировки воздушного потока, выходящего из турбины 54 высокого давления.

Обратимся к фиг. 1C, где схематично показан объем приведенной в качестве примера турбинной секции 28, содержащей первую, вторую и третью ступени 46A, 46B и 46C. Каждая из ступеней 46A, 46B и 46C содержит соответствующую совокупность лопаток 212 и лопастей 214. Приведенная в качестве примера турбинная секция также содержит воздухоповоротную лопасть 220 между турбинами 54, 46 низкого и высокого давления, которая имеет небольшую кривизну, обеспечивающую малую степень перенаправления и достижение требуемого угла потока относительно лопаток 212 первой ступени 46A турбины 46 низкого давления. Указанная лопасть 220 не может эффективно осуществлять необходимую функцию направления потока воздуха, если турбины 54, 46 низкого и высокого давления вращаются в одном направлении.

Приведенная в качестве примера межтурбинная рама 57 содержит множество воздухоповоротных лопастей 220 в венце, которые направляют воздушный поток, выходящий из турбины 54 высокого давления, и обеспечивают течение воздуха в надлежащем направлении с надлежащей величиной закрутки потока. За счет того, что указанная турбинная секция 28 более компактна по сравнению с применявшимися ранее турбинными секциями, воздуху нужно преодолевать меньшее расстояние от межтурбинной рамы 57 до турбины 46 низкого давления. Меньшее преодолеваемое осевое расстояние позволяет снизить величину потерь из-за закрутки потока во время прохождения от межтурбинной рамы 57 к турбине 46 низкого давления, и позволяет лопастям 220 межтурбинной рамы 57 функционировать как входные направляющие лопасти турбины 46 низкого давления. Межтурбинная рама 57 также содержит стойку 221, обеспечивающую конструкционную опору для межтурбинной рамы 57 и корпуса двигателя. В одном из примеров межтурбинная рама 57 намного более компактна за счет того, что стойка 221 находится в границах лопасти 220, что уменьшает длину межтурбинной рамы 57.

При заданной окружной скорости лопатки вентилятора и уровне тяги, обеспеченных заданным размером вентилятора, применение редуктора 48 (показанного на фиг. 1A и 1B) обеспечивает передаточное число, за счет чего скорость элементов в турбины 46 низкого давления и компрессора 44 низкого давления может быть увеличена. В частности, для заданного диаметра вентилятора и окружной скорости лопатки увеличение передаточного числа обеспечивает более быстрое вращение турбины, что, в свою очередь, обеспечивает повышение компактности турбины и увеличение отношений силы тяги к объему турбинной секции 28. За счет увеличения передаточного числа увеличивается скорость вращения компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления по сравнению со скоростью вентилятора 42.

Увеличение скоростей вращения составляющих газотурбинного двигателя 20 повышает общий КПД, что обеспечивает уменьшение диаметра и количества ступеней компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления, в противном случае потребовалось бы поддерживать требуемые характеристики воздушного потока в основном проходе С.Осевая длина компрессора 44 низкого давления и турбины 46 низкого давления может, таким образом, быть также уменьшена, благодаря повышению значений КПД, достигаемому благодаря повышенной скорости, обеспеченной за счет увеличения передаточного числа. Более того, уменьшение диаметра и количества ступеней турбинной секции 28 увеличивает компактность и обеспечивает общее уменьшение требуемой осевой длины приведенного в качестве примера газотурбинного двигателя 20.

Для дальнейшего улучшения плотности тяги газотурбинного двигателя 20, приведенную в качестве примера газотурбинную секцию 28 (содержащую турбину 54 высокого давления, межтурбинную раму 57 и турбину 46 низкого давления) выполняют более компактной, чем обычный турбинный двигатель, тем самым, уменьшая длину турбинной секции 28 и общую длину газотурбинного двигателя 20.

Чтобы сделать приведенную в качестве примера турбины 46 низкого давления компактной, диаметр турбины 46 низкого давления сделать более совместимым с турбиной 54 высокого давления, применяя для этого воздухоповоротную лопасть 220 межтурбинной рамы 57, могут понадобиться более прочные материалы в первых ступенях турбины 46 низкого давления. При скоростях и центробежной силе, развиваемых при компактном диаметре турбины 46 низкого давления возникают сложности с материалами, применяемыми в турбинах низкого давления, известных из уровня техники.

Примеры материалов и процессов в границах рассмотрения настоящего раскрытия для воздухоповоротной лопасти 220, лопаток 212 турбины низкого давления и лопастей 214 включают в себя материалы с направленной кристаллизацией зерен для обеспечения дополнительной прочности в направлении по ширине. В качестве примера способа создания лопасти 220, 214 или турбинной лопатки 212, имеющих направленную кристаллизацию зерен, можно привести следующие патентные документы: заявку США №13/290667, патенты США №7338259 и №7871247. Далее, в варианте исполнения двигателя используют литую полую лопатку 212 или лопасть 214 с подачей охлаждающего воздуха на входную кромку лопатки/лопасти и отводом охлаждающего воздуха с выходной кромки. В другом варианте исполнения используют лопатку 212 с внутренним охлаждением или лопасть 214 с тонкослойными охлаждающими отверстиями. В дополнительном варианте исполнения двигателя используют алюминиево-литиевый материал для конструкции части турбины 46 низкого давления. Вариант турбины 46 низкого давления может также быть выполнен с использованием диска или ротора из порошкового металла.

Дополнительно один или более венцов турбинных лопаток 212 турбины 46 низкого давления могут быть выполнены с использованием монокристаллического материала лопаток. Монокристаллические конструкции окисляются при более высоких температурах по сравнению с не монокристаллическими конструкциями и поэтому могут выдерживать более высокую температуру воздушного потока. Способность турбинных лопаток 212 выдерживать более высокие температуры обеспечивает больший КПД турбины 46 низкого давления, размеры которой могут быть дополнительно уменьшены.

В то время как в проиллюстрированном варианте осуществления турбина 46 низкого давления содержит три ступени 46а, 46b и 46с, турбина 46 низкого давления может быть модифицирована так, чтобы содержать до шести турбинных ступеней. Увеличение количества ступеней 46а, 46b, 46с турбины низкого давления при постоянной тяге слегка снижает плотность силы тяги турбинной секции 28, но также увеличивает мощность, доступную для приведения в действие компрессора низкого давления и вентиляторной секции 22.

Кроме того, приведенные в качестве примера турбинные лопатки могут иметь внутреннее охлаждение, что позволяет материалу сохранять требуемую прочность при более высоких температурах и работать надлежащим образом при повышении центробежной силы, создаваемой компактной конструкцией, выдерживая более высокие температуры, создаваемые за счет добавления ступеней компрессора 44 низкого давления и увеличения окружного диаметра лопатки вентилятора.

Каждый из раскрытых вариантов осуществления позволяет выполнить турбину 46 низкого давления более компактной и эффективной, при этом также улучшается радиальное выравнивание с турбиной 54 высокого давления. Улучшение радиального выравнивание между турбинами 54, 46 низкого и высокого давления повышает значения КПД, которые могут компенсировать любое повышение производственных затрат, возникающее при добавлении поворотной лопатки 220 межтурбинной рамы 57.

В свете приведенных выше вариантов осуществления, общий размер турбинной секции 28 был существенно сокращен, за счет чего повысилась плотность мощности двигателя. Кроме того, в результате повышения плотности мощности повысился общий КПД двигателя.

Выходная площадь 400 показана на фиг. 1D и фиг. 1А в месте выхода турбинной секции 54 высокого давления. Выходная площадь турбинной секции низкого давления определена на выходе 401 из турбинной секции низкого давления. Как показано на фиг. 1D, турбинный двигатель 20 может быть двигателем 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, который может быть, например, эпициклической передачей (например, с солнечным, кольцевым и звездными зубчатыми колесами), выбирают таким образом, что вентилятор 42 вращается в том же направлении, что и высокоскоростной каскад 32. С этой компоновкой и с другой конструкцией, как было раскрыто выше, включая различные количества и рабочие диапазоны, может быть обеспечена очень высокая скорость каскада низкого давления. Работу турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления зачастую оценивают по характеризующему параметру, который представляет собой произведение выходной площади турбинной секции и квадрата ее соответствующей скорости. Этот характеризующий параметр («PQ» - от англ. «performance quality») определяется как:

где A_тнд - выходная площадь турбинной секции низкого давления на выходе из нее (например, в 401), V_тнд - скорость турбинной секции низкого давления, A_твд - выходная площадь турбинной секции высокого давления на выходе из нее (например, в 400), V_твд - скорость турбинной секции высокого давления.

Тогда, отношение характеризующего параметра турбинной секции низкого давления к характеризующему параметру турбинной секции высокого давления составит:

В одном варианте осуществления турбины, выполненном согласно вышеописанной 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 уравнения 1 и 2, характеризующие параметры турбинных секций низкого и высокого давления составят:

и, используя Уравнение 3, соотношение характеризующих параметров турбинной секции низкого давления и турбинной секции высокого давления составляет:

В другом варианте осуществления отношение составляло приблизительно 0,5, а в другом варианте осуществления отношение составляло приблизительно 1,5. При соотношениях PQ_тнд/PQ_твд в интервале 0,5-1,5 получают очень эффективный в целом газотурбинный двигатель. Конкретнее, соотношения PQ_т