УЗЕЛ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2007 года по МПК F02C3/67 

Изобретение, описываемое в этой заявке, было сделано при выполнении работы по контракту НАСА и подпадает под действие статьи 305 Национального закона об аэронавтике и исследовании космического пространства от 1958 г., Публичного закона 85-568 (72 Stat. 435; 42 USC 2457).

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

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

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа в общем случае включает в себя передний вентилятор и вспомогательный компрессор, средний двигатель внутреннего контура и заднюю силовую турбину низкого давления. Двигатель внутреннего контура включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, соединенные последовательно в направлении потока. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления двигателя внутреннего контура взаимосвязаны посредством вала высокого давления. Компрессор, турбина и вал высокого давления, по существу, образуют ротор высокого давления. Компрессор высокого давления приводится во вращение для сжатия воздуха, поступающего в двигатель среднего контура, до достижения относительно высокого давления. Воздух, находящийся под высоким давлением, затем смешивается с топливом в камере сгорания и сжигается, образуя высокоэнергетический поток газа. Этот поток газа протекает в направлении, противоположном направлению полета, и проходит через турбину высокого давления, приводя во вращение ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, приводит во вращение компрессор.

Поток газа, выходящий из турбины высокого давления, распространяется через вторую турбину, называемую турбиной низкого давления. Эта турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и вспомогательный компрессор через посредство вала низкого давления, причем все эти конструктивные элементы образуют ротор низкого давления. Вал низкого давления проходит сквозь ротор высокого давления. Разработано несколько турбин низкого давления с турбинами со встречным вращением, которые запитывают вентиляторы и вспомогательные компрессоры со встречным вращением, называемые также компрессорами низкого давления. В патентах США №4860537, 5307622 и 4790133 описаны турбины со встречным вращением валов, которые запитывают вентиляторы и вспомогательные компрессоры со встречным вращением валов, называемые также компрессорами низкого давления. Наибольшая доля вырабатываемой тяги создается вентилятором. Рамы двигателей, включающие в себя рамы вентиляторов и турбин, используются для поддержки и опоры подшипников, которые, в свою очередь, служат опорой роторам. Несущие рамы с подшипниками являются тяжелыми и увеличивают вес, длину и стоимость двигателя.

Крупные турбовентиляторные двигатели, выпускаемые современной промышленностью, обладают более высокими эксплуатационными кпд, имея при этом конфигурации с более высокими степенями двухконтурности и увеличенные переходные контуры между турбинами высокого и низкого давления. Рамы, особенно те, которые находятся в "горячем сечении" двигателя, являются сложными и дорогими. В других, имеющих средние размеры турбовентиляторных двигателях одна рама исключена за счет опирания ротора высокого давления (ВД-ротора) с помощью конструкции дифференциального подшипника, при этом ротор высокого давления движется поверх ротора низкого давления, а между ними находится межвальный или дифференциальный подшипник. Новые конструкции двигателей, выпускаемых промышленностью, включают в себя встречно вращающиеся роторы для достижения повышенного кпд турбины. Встречно вращающиеся роторы могут оказывать вредное влияние на зазоры между конструктивными элементами с высокой степенью сжатия, особенно - в "горячем сечении" двигателя, где необходимо жесткое регулирование зазора с целью обеспечения преимуществ топливной экономичности двигателя. Поэтому существует потребность в двигателе и подшипниковой опоре, которые уменьшат длину, вес и стоимость двигателя, а также обеспечат малые потери зазора на законцовках лопаток.

КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Узел авиационного газотурбинного двигателя включает в себя ротор высокого давления, включающий в себя турбину высокого давления, турбину низкого давления, имеющую встречно вращающиеся внутренний и внешний роторы низкого давления, расположенные сзади, если смотреть в направлении от носа к хвосту, ротора высокого давления, и межтурбинную раму, расположенную вдоль оси между турбинами высокого и низкого давления. Внутренний и внешний роторы низкого давления включают в себя внутренний и внешний валы низкого давления, которые, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения соосно с ротором высокого давления и радиально внутри него. Межтурбинная рама имеет первое конструктивное кольцо, второе конструктивное кольцо, расположенное соосно с первым структурным кольцом и радиально внутри него вокруг центральной линии, и множество разнесенных в окружном направлении стоек, проходящих в радиальном направлении между первым и вторым конструктивными кольцами. Элементы переднего и заднего отстойников, имеющие передний и задний центральные каналы, соответственно соединены с отстоящими друг от друга передней и задней частями межтурбинной рамы посредством передней и задней подшипниковых несущих конструкций соответственно. Внутренний и внешний роторы низкого давления опираются с возможностью вращения посредством крайнего сзади несущего подшипника ротора низкого давления, установленного в заднем центральном канале элемента заднего отстойника. Ротор высокого давления сзади опирается в радиальном направлении с возможностью вращения на пятый подшипник, установленный в передней подшипниковой несущей конструкции. На первом конструктивном кольце расположено соединительное средство рамы для соединения двигателя с воздушным судном. В возможном конкретном варианте осуществления изобретения соединительное средство включает в себя, по меньшей мере, одну U-образную серьгу.

Выходной направляющий аппарат служит опорой венцу лопаток выходного направляющего аппарата, которые проходят в радиальном направлении между кожухом турбины низкого давления, конструктивно соединенным с межтурбинной рамой, и кольцевой коробчатой конструкцией. К кольцевой коробчатой конструкции прикручена болтами накладка. Вращающийся кольцевой внешний ротор барабанного типа соединен с возможностью вращения с лопаточным венцом первого вентилятора и первым вспомогательным компрессорным средством с помощью внутреннего вала низкого давления. Вращающийся кольцевой внутренний ротор барабанного типа соединен с возможностью вращения с лопаточным венцом второго вентилятора и вторым вспомогательным компрессорным средством с помощью внешнего вала низкого давления, причем первое и второе вспомогательные компрессорные средства расположены в осевом направлении между лопаточными венцами первого и второго вентиляторов.

Внешний контур, ограниченный в радиальном направлении кожухом вентилятора и кольцевой радиально внутренней стенкой внешнего контура, окружает первое и второе вспомогательные компрессорные средства, а радиально внешняя часть лопаточного венца второго вентилятора радиально расположена внутри внешнего контура. Узел двигателя имеет отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора в диапазоне между 0,20 и 0,35 и степень двухконтурности в диапазоне 5-15, рабочую степень сжатия в вентиляторах в диапазоне 1,4-2,5 и сумму рабочих скоростей законцовок лопастей вентилятора для лопаточных венцов первого и второго вентиляторов в диапазоне 1000-2500 футов в секунду. Компрессор высокого давления рассчитан на достижение и эксплуатируется с достижением степени сжатия непосредственно в компрессоре в диапазоне примерно 15-30 и общей степени сжатия в диапазоне примерно 40-65.

Дополнительные конкретные варианты осуществления изобретения включают в себя второе уплотнение, расположенное с обеспечением уплотнения между передними концами кожуха турбины низкого давления и внешнего ротора барабанного типа, третье уплотнение, расположенное с обеспечением уплотнения между кожухом турбины низкого давления и последней ступенью лопаточных венцов турбины низкого давления, прикрученной болтами к заднему концу внешнего ротора барабанного типа, и первое уплотнение, расположенное с обеспечением уплотнения между вторым вентилятором и рамой вентиляторов. Эти уплотнения являются скользящими контактными уплотнениями, но в других конкретных вариантах осуществления уплотнения могут быть бесконтактными уплотнениями или представлять собой совокупность скользящих контактных уплотнений и бесконтактных уплотнений. Бесконтактные уплотнения могут быть аспирационными уплотнениями (aspiration seals) или торцевыми уплотнениями.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Вышеуказанные аспекты и другие признаки изобретения поясняются в нижеследующем описании, приводимом в связи с прилагаемыми чертежами, где

на фиг.1 представлено изображение продольного разреза возможного конкретного варианта осуществления авиационного турбовентиляторного газотурбинного двигателя с турбиной низкого давления со встречным вращением, опирающейся на межтурбинную раму, расположенную в осевом направлении между турбиной низкого давления и турбиной высокого давления,

на фиг.2 представлено изображение продольного разреза альтернативного возможного конкретного варианта осуществления авиационного турбовентиляторного газотурбинного двигателя с двухступенчатой турбиной высокого давления и турбиной низкого давления со встречным вращением, опирающейся на межтурбинную раму, расположенную в осевом направлении между турбиной низкого давления и турбиной высокого давления,

на фиг.3 представлено изображение в увеличенном масштабе межтурбинной рамы и встречно вращающихся роторов турбины низкого давления двигателя, показанного на фиг.1,

на фиг.4 представлено изображение в увеличенном масштабе рамы вентилятора, носовых подшипников и отстойника двигателя, показанного на фиг.1,

на фиг.5 представлено изображение в увеличенном масштабе радиально внутреннего переднего скользящего контактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,

на фиг.6 представлено изображение в увеличенном масштабе радиально внешнего переднего скользящего контактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,

на фиг.7 представлено изображение в увеличенном масштабе заднего скользящего контактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,

на фиг.8 представлено изображение в увеличенном масштабе радиально внутреннего переднего бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,

на фиг.9 представлено изображение в увеличенном масштабе радиально внешнего переднего бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,

на фиг.10 представлено изображение в увеличенном масштабе заднего бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фиг.1 условно изображен первый возможный турбовентиляторный газотурбинный двигатель 10, расположенный вокруг центральной линии 8 двигателя и имеющий секцию 12 вентиляторов, которая принимает входной поток воздуха из окружающего воздуха 14. Секция 12 вентиляторов имеет встречно вращающиеся первый и второй вентиляторы 4 и 6, включающие в себя лопаточные венцы 13 и 15 первого и второго вентиляторов, и встречно вращающиеся вспомогательные компрессорные средства 16 и 17 соответственно. Встречно вращающиеся вспомогательные компрессорные средства 16 и 17 расположены вдоль оси между встречно вращающимися лопаточными венцами 13 и 15 первого и второго вентиляторов, образуя конструкцию, которая обеспечивает сниженное выделение шумов из секции 12 вентиляторов. За секцией 12 вентиляторов следует компрессор 18 высокого давления (КВД), камера 20 сгорания, в которой происходит смешение топлива с воздухом 14, сжимаемым КВД 18, для образования горючих газов, которые текут вниз по течению через турбину 24 высокого давления (ТВД), и турбину 26 низкого давления (ТНД) со встречным вращением, выходя из которой горючие газы выбрасываются из двигателя 10. Двигатель 10 сконструирован таким образом, что последняя ступень второго вспомогательного компрессорного средства 17 и, в возможном конкретном варианте осуществления, лопаточный венец 15 второго вентилятора вращаются встречно относительно компрессора 18 высокого давления. Это уменьшает чувствительность двигателя 10 к искажению потока воздуха на входе секции 12 вентиляторов. Это также уменьшает взаимную чувствительность к возникающим при вращении застойным зонам в других роторах.

Вал 27 высокого давления соединяет ТВД 24 с КВД 18, по существу, образуя первый ротор, называемый ротором 33 высокого давления. Совокупность компрессора 18 высокого давления, камеры 20 сгорания и турбины 24 высокого давления называется двигателем 25 внутреннего контура, который - в целях, предусматриваемых в этом патенте, - включает в себя вал 27 высокого давления. Двигатель 25 внутреннего контура является модульным, так что его можно независимо заменять как одиночную сборочную единицу отдельно от других частей газовой турбины.

Внешний контур 21, ограниченный в радиальном направлении кожухом 11 вентилятора и вращающейся кольцевой радиально внутренней стенкой 9 внешнего контура, окружает встречно вращающиеся первое и второе вспомогательные компрессорные средства 16 и 17 и входной контур 19 в компрессор 18 высокого давления двигателя 25 внутреннего контура. Внешний контур 21 ограничен в радиальном направлении кожухом 11 вентилятора и вращающейся кольцевой радиально внутренней стенкой 9 внешнего контура. Радиально внутренняя стенка 9 внешнего контура включает в себя секцию 22 вращающейся стенки, неподвижно прикрепленную к лопаточному венцу 15 второго вентилятора, от которого радиально внутрь отходит второе вспомогательное компрессорное средство 17. Радиально внешняя часть 23 лопаточного венца 15 второго вентилятора расположена радиально внутри внешнего контура 21.

Обращаясь теперь к фиг.1-3, отмечаем, что турбина 26 низкого давления со встречным вращением включает в себя кольцевой радиально внешний ротор 136 барабанного типа, установленный с возможностью вращения на внутренний вал 130 низкого давления с помощью заднего конического продолжения 132 внутреннего вала низкого давления. Внешний ротор 136 барабанного типа включает в себя множество лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, проходящих радиально внутрь и отстоящих в осевом направлении друг от друга. Ротор 136 барабанного типа выступает консолью из последней ступени 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, прикрученной болтами к заднему коническому продолжению 132 внутреннего вала низкого давления. Турбина 26 низкого давления со встречным вращением также включает в себя кольцевой внутренний ротор 146 барабанного типа низкого давления, установленный с возможностью вращения на внешний вал 140 низкого давления с помощью заднего конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления. Внутренний ротор 146 барабанного типа включает в себя множество вторых лопаточных венцов 148 турбины низкого давления, проходящих в радиальном направлении наружу от него и отстоящих в осевом направлении друг от друга. Первые лопаточные венцы 138 турбины низкого давления чередуются со вторыми лопаточными венцами 148 турбины низкого давления, образуя встречно-штыревую структуру.

Внешний вал 140 низкого давления соединяет с возможностью привода внутренний ротор 146 барабанного типа с лопаточным венцом 15 второго вентилятора и вторым вспомогательным компрессорным средством 17. Лопаточный венец 15 второго вентилятора соединен с внешним валом 140 низкого давления с помощью переднего конического продолжения 143 внешнего вала низкого давления. Внешний вал 140 низкого давления, внутренний ротор 146 барабанного типа, лопаточный венец 15 второго вентилятора и второе вспомогательное компрессорное средство 17 являются основными составными частями внешнего ротора 202 низкого давления. Внутренний вал 130 низкого давления соединяет с возможностью привода внешний ротор 136 барабанного типа с лопаточным венцом 13 первого вентилятора и первым вспомогательным компрессорным средством 16. Лопаточный венец 13 первого вентилятора соединен с внутренним валом 130 низкого давления с помощью переднего конического продолжения 133 внутреннего вала. Внутренний вал 130 низкого давления, внешний ротор 136 барабанного типа, лопаточный венец 13 первого вентилятора и первое вспомогательное компрессорное средство 16 являются основными составными частями внутреннего ротора 200 низкого давления.

Первое вспомогательное компрессорное средство 16 включает в себя кольцевую секцию 166 ротора первого вспомогательного компрессорного средства, включающую в себя секцию 22 вращающейся стенки, из которой выступают радиально внутрь лопаточные венцы 168 первого вспомогательного компрессорного средства, отстоящие друг от друга в осевом направлении. Кольцевая секция 166 ротора первого вспомогательного компрессорного средства показана как выполненная монолитной и с лопатками, т.е. аналогично монолитному диску ротора ТРД с лопатками, который обычно называют сокращенно - "блиск" - или монолитным ротором с лопатками, который использовался в обычных роторах, потому что они легковесны и не допускают утечку в креплении лопаток. Низкие рабочие скорости вспомогательных компрессорных средств и легковесная конструкция монолитных дисков с лопатками, присущая секции 166 ротора первого вспомогательного компрессорного средства, способствуют минимизации механических напряжений и отклонений секции 166 ротора первого вспомогательного компрессорного средства.

Второе вспомогательное компрессорное средство 17 включает в себя кольцевую секцию 170 ротора второго вспомогательного компрессорного средства, из которой выступают радиально наружу лопаточные венцы 172 второго вспомогательного компрессорного средства, отстоящие друг от друга в осевом направлении. Радиально внутренняя часть 28 лопаточного венца 15 второго вентилятора расположена радиально внутри входного контура 19 и вращается вместе со вторым вспомогательным компрессорным средством 17, вследствие чего рассматривается как часть второго вспомогательного компрессорного средства 17 и лопаточного венца 172 второго вспомогательного компрессорного средства. Лопаточные венцы 168 и 172 первого и второго вспомогательных средств чередуются, образуя встречно-штыревую структуру, и вращаются встречно. Лопаточные венцы 13 и 15 первого и второго вентиляторов неподвижно прикреплены к секциям 166 и 170 роторов первого и второго вспомогательных компрессорных средств. Внутренний и внешний валы (130 и 140 соответственно) низкого давления, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения соосно с упомянутым ротором (33) высокого давления и радиально внутри него.

Двигатель 10 имеет рамную конструкцию 32, включающую в себя переднюю раму 34, называемую рамой вентиляторов и соединенную посредством кожуха 45 двигателя со средней рамой 60 двигателя, которую называют межтурбинной рамой. Лопаточный венец второго вентилятора проходит в осевом направлении близко к стойкам 35 рамы 34 вентиляторов, и поэтому передние кромки стоек 35 отведены или наклонены в осевом направлении назад для уменьшения шума. Двигатель 10 установлен внутри воздушного судна или на нем, например, с помощью пилона (не показан), который проходит вниз от крыла воздушного судна. Межтурбинная рама 60 включает в себя первое конструктивное кольцо 86, которое может быть кожухом, расположенное вокруг центральной линии 8 соосно с ней. Межтурбинная рама 60 также включает в себя второе конструктивное кольцо 88, расположенное соосно с первым конструктивным кольцом 86 вокруг центральной линии 8 и радиально внутри первого структурного кольца. Второе конструктивное кольцо 88 также можно назвать ступицей. Между первым и вторым кольцами 86 и 88 расположено множество проходящих радиально, неподвижно соединенных с ними и отстоящих друг от друга в окружном направлении стоек 90. В изображенном конкретном варианте осуществления эти стойки являются полыми, но в других конкретных вариантах осуществления стойки могут и не быть полыми. Поскольку межтурбинная рама 60 расположена в осевом направлении между ТВД 24 и ТНД 26 ротора 33 высокого давления и внутренним и внешним роторами 200 и 202 низкого давления, то эту межтурбинную раму иногда называют также средней рамой двигателя. Через межтурбинную раму 60 проходит межтурбинный переходный контур 114 между ТВД 24 и ТНД 26.

Двигатель установлен на воздушное судно в передней установочной опоре 118, расположенной спереди рамы вентиляторов, на раме 34 вентиляторов и в задней установочной опоре 120, расположенной сзади турбинной рамы, на межтурбинной раме 60. Двигатель 10 может быть установлен под крылом воздушного судна с помощью пилона в передней установочной опоре 118 и задней установочной опоре 120, отстоящей в осевом направлении по течению воздушного потока от передней установочной опоры 118. Задняя установочная опора 120 используется для неподвижного соединения межтурбинной рамы 60 с платформой, которая неподвижно соединена с пилоном. В рассматриваемом возможном конкретном варианте осуществления задняя установочная опора 120 включает в себя U-образную серьгу 122. В обычных установочных опорах часто используется комплект отстоящих друг от друга в окружном направлении U-образных серег 122 (в разрезах, приведенных на чертежах, показана только одна серьга) на межтурбинной раме 60. U-образные серьги 122 предназначены для подсоединения посредством пальцев к комплекту звеньев. Эти звенья соединены с платформой внизу пилона. U-образные серьги 122 представляют собой один тип соединительных средств рамы для соединения двигателя с воздушным судном. Помимо серег, в авиационной промышленности известны другие типы установочных средств, которые могут быть использованы для установки рамы согласно настоящему изобретению и двигателя на воздушное судно.

Переходя к более конкретному рассмотрению фиг.4, отмечаем, что внешний ротор 202 низкого давления посредством переднего конического продолжения 143 внешнего вала опирается в осевом направлении с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении от рамы 34 вентиляторов с помощью заднего упорного подшипника 43, установленного в первой подшипниковой несущей конструкции 44, и второго подшипника 36, который является роликовым подшипником, установленным во второй подшипниковой несущей конструкции 47. Внутренний ротор 200 низкого давления посредством переднего конического продолжения 133 внутреннего вала опирается в осевом направлении с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении от рамы 34 вентиляторов с помощью переднего дифференциального упорного подшипника 55, который установлен между проходящим вперед продолжением 56 переднего конического продолжения 143 внешнего вала и передним коническим продолжением 133 внутреннего вала. Внутренний ротор 200 низкого давления также опирается с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении от рамы 34 вентиляторов с помощью переднего дифференциального подшипника 208, который является роликовым подшипником, установленным между внутренним валом 130 низкого давления и внешним валом 140 низкого давления. Первая и вторая подшипниковые несущие конструкции 44 и 47 неподвижно прикреплены к раме 34 вентиляторов.

Переходя к более конкретному рассмотрению фиг.3, отмечаем, что внешний ротор 202 низкого давления посредством конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления, соединенного с внешним валом 140 низкого давления, опирается с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении с помощью третьего подшипника 76 внутри межтурбинной рамы 60. Третий подшипник 76 расположен между задней подшипниковой несущей конструкцией 97, прикрепленной к задней части 110 межтурбинной рамы 60, и передним внутренним продолжением 190 конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления. Внешний ротор 202 низкого давления в своей крайней задней части опирается с возможностью вращения с помощью третьего подшипника 76, который поэтому называют крайним сзади несущим подшипником ротора низкого давления. Межтурбинная рама 60 согласно настоящему изобретению расположена в осевом направлении между ТВД 24 и ТНД 26, следовательно, она, по существу, служит опорой всей турбине 26 низкого давления.

Внутренний ротор 200 низкого давления посредством заднего конического продолжения 132 внутреннего вала низкого давления, соединенного с внутренним валом 130 низкого давления, опирается с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении с помощью заднего конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления внешнего ротора 202 низкого давления. Дифференциальный упорный подшипник 144 (также называемый межвальным подшипником) расположен между задним внутренним продолжением 192 заднего конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления и внешним продолжением 194 заднего конического продолжения 132 внутреннего вала низкого давления. Это обеспечивает встречное вращение внутреннего и внешнего роторов 200 и 202 низкого давления.

Обращаясь к фиг.1, отмечаем, что передний конец 70 высокого давления компрессора 18 высокого давления ротора 33 высокого давления опирается в радиальном направлении с возможностью вращения с помощью подшипникового узла 80, установленного в несущей конструкции 82 подшипникового узла, прикрепленной к раме 34 вентиляторов. Возвращаясь к более подробному рассмотрению фиг.3, отмечаем, что задний конец 92 ротора 33 высокого давления сзади опирается в радиальном направлении с возможностью вращения с помощью пятого подшипника 94, установленного на передней подшипниковой несущей конструкции 96, прикрепленной к передней части 108 межтурбинной рамы 60. Передняя и задняя подшипниковые несущие конструкции 96 и 97, которые неподвижно соединены с или прикреплены к передней и задней частями 108 и 110 соответственно, межтурбинной рамы 60, вследствие этого оказываются отстоящими друг от друга в осевом направлении. Передняя и задняя части 108 и 110 соответственно межтурбинной рамы 60 разделены вторым конструктивным кольцом 88.

Элементы 104 и 106 переднего и заднего отстойников соединены с межтурбинной рамой 60 и находятся на передней и задней подшипниковых несущих конструкциях 96 и 97. Элементы 104 и 106 переднего и заднего отстойников служат опорой пятому подшипнику 94 и третьему подшипнику 76 в переднем и заднем цилиндрических центральных каналах 84 и 85 соответственно элементов отстойников. Пятый подшипник 94 и третий подшипник 76 имеют передние и задние неподвижные внешние обоймы 176 и 178, которые неподвижно соединены с передней и задней подшипниковыми несущими конструкциями 96 и 97 соответственно.

Сзади ТНД 26 находится выходной направляющий аппарат 150, который служит опорой неподвижному венцу лопаток 152 выходного направляющего аппарата, которые проходят в радиальном направлении внутрь между кожухом 54 турбины низкого давления и кольцевой коробчатой конструкцией 154. Выходной направляющий аппарат 150 устраняет завихрение потока газа, выходящего из ТНД 26. Посредством прикручивания болтами кожух 54 турбины низкого давления соединен с кожухом 45 двигателя в конце межтурбинного переходного контура 114 между ТВД 24 и ТНД 26. К кольцевой коробчатой конструкции 154 прикручена болтами куполообразная накладка 156. Выходной направляющий аппарат 150 не входит в раму и не выполняет ее функции, потому что он не служит опорой вращения ни одного из роторов двигателя.

Элемент 106 заднего отстойника имеет первый радиус R1 от центральной линии 8 двигателя, который значительно больше, чем второй радиус R2 элементов 104 передних отстойников. Первый радиус R1 может превышать второй радиус R2 на 150-250 процентов. Элемент 106 заднего отстойника проходит в радиальном направлении от центральной линии 8 двигателя на расстояние, которое значительно больше, чем соответствующее расстояние в известных двигателях аналогичного типоразмера. Это способствует увеличению жесткости третьего подшипника 76 в заднем центральном канале 85, что позволяет поддерживать переднюю и заднюю подшипниковые несущие конструкции 96 и 97 на некотором друг от друга в осевом направлении, неподвижно прикрепленными к передней и задней частям 108 и 110 межтурбинной рамы 60 соответственно, а также разделенными вторым конструктивным кольцом 88. Эти конструктивные признаки увеличивают возможности изменения зазоров за счет увеличения жесткости опоры третьего подшипника 76 и дифференциального подшипника 144, которые служат опорами вращения внутреннему ротору 146 барабанного типа и кольцевому внешнему ротору 136 барабанного типа, соответственно, ТНД 26.

На фиг.2 условно изображена альтернативная конфигурация турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, имеющая двухступенчатую турбину 324 высокого давления, имеющую две ступени лопаток 326 турбины высокого давления и венец лопаток 328 турбины высокого давления, в отличие от турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, изображенного на фиг.1 и 3, где ТВД 24 является одноступенчатой турбиной высокого давления с единственной ступенью лопаток 326 ТВД. Это показывает, как можно достичь значительного прироста тяги турбины без изменения диаметра D вентилятора. Прироста тяги можно достичь путем увеличения степени сжатия в вентиляторах, достигаемой в ступени лопаточных венцов 15 второго вентилятора, при том же самом диаметре D кожуха вентилятора или самого вентилятора, что и в одноступенчатой турбине высокого давления. Это позволяет конструировать семейство двигателей, по существу, на основе одной и той же архитектуры двигателя и одинаковых основных компонентов. Диаметр D вентилятора всех двигателей 10 в этом семействе был бы, по существу, одним и тем же. По меньшей мере, две разных модели двигателя в этом семействе имели бы либо одноступенчатую турбину 24 высокого давления, либо двухступенчатую турбину 324 высокого давления двигателя 25 внутреннего контура.

Компрессор 18 высокого давления турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10 согласно настоящему изобретению эксплуатируется и предназначен для эксплуатации с относительно низкой степенью сжатия непосредственно в компрессоре высокого давления в диапазоне 15-30 и общей степенью сжатия в диапазоне 40-65. Степень сжатия непосредственно в компрессоре является мерой роста давления именно в компрессоре 18 высокого давления. Общая степень сжатия является мерой роста давления на всем пути через компрессор 18 высокого давления, т.е. это отношение давления на выходе из компрессора высокого давления к давлению окружающего воздуха 14, поступающего в секцию 12 вентиляторов. Компрессор 18 высокого давления изображен имеющим шесть ступеней 48 высокого давления и три регулируемых ступени 50 лопаток для первых четырех ступеней 48 высокого давления. Может использовать меньше четырех регулируемых ступеней 50 лопаток. Компрессор 18 высокого давления имеет относительное малое количество ступеней 48 высокого давления, а изобретение предусматривает использование 6-8 ступеней высокого давления и примерно четырех регулируемых ступеней 50 лопаток или менее. Это дает возможность получить короткий двигатель, сохраняя при этом высокую общую степень сжатия в диапазоне 40-65.

Двигатель имеет расчетную степень двухконтурности в диапазоне 5-15 и расчетную степень сжатия в вентиляторах в диапазоне 1,4-2,5. Встречно вращающиеся лопаточные венцы 13 и 15 первого и второго вентиляторов предназначены для работы с присущими обоим лопаточным венцам скоростями на законцовках, сумма которых находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду, что допускает использование лопаток вентиляторов из легких композиционных материалов. В турбине 26 низкого давления со встречным вращением можно использовать аэродинамические профили из легких, неохлаждаемых, выдерживающих высокую температуру и встречное вращение керамических матричных композиционных материалов (КМКМ). Таким образом, двигатель 10 и секцию 12 вентилятором можно сконструировать имеющими сумму рабочих скоростей на законцовках лопаток вентиляторов, характерных для лопаточных венцов 13 и 15 первого и второго вентиляторов, в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.

На фиг.1 изображен радиус RT законцовки, измеряемый от центральной линии 8 двигателя до законцовки 230 лопатки вентилятора, имеющейся в лопаточном венце 13 первого вентилятора, и радиус RH ступицы, измеряемый от центральной линии 8 двигателя до ступицы 234 ротора, имеющейся во внутреннем роторе 200 низкого давления, на входе 235 во входной контур 19 для компрессора 18 высокого давления двигателя 25 внутреннего контура. Двигатель 10 согласно настоящему изобретению может быть выполнен с малым отношением радиуса ступицы к радиусу законцовки (RH/RT) на входе вентилятора, находящимся в диапазоне между 0,20 и 0,35. При заданном наборе кольцевых зон заборника вентилятора и входного контура малое отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора обеспечивает меньший диаметр вентилятора по сравнению со случаем большего отношения. Вместе с тем, уровни отношения радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора ограничены возможностями конструирования диска для опирания вращающихся лопаток вентилятора. В изображенном возможном конкретном варианте осуществления лопатки вентилятора изготовлены из легких композиционных материалов или алюминия, вследствие чего расчетные скорости законцовок вращающихся вентиляторов могут быть такими, что диск 240 вентилятора может быть рассчитан на малое отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора, которое будет составлять 0,20. Малое отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора обеспечивает малые наклоны и малые длины переходного контура 242 двигателя внутреннего контура между секцией 12 вентиляторов и компрессором 18 высокого давления, а также межтурбинного переходного контура 114 между ТВД 24 и ТНД 26.

Смазка маслом и удаление масла для дифференциального подшипника 144 осуществляется путем направления масла через отверстие 220 для подачи и отверстие 222 для возврата соответственно, находящиеся в месте концентрации малых механических напряжений на заднем коническом продолжении 142 внешнего вала низкого давления, как показано на фиг.1, 3 и 4. Эта конструктивная особенность способствует упрочнению роторов и обеспечивает использование всего двух несущих рам с подшипниками - рамы вентиляторов и межтурбинной рамы - для трехкаскадной конструкции с турбинами низкого давления со встречным вращением, а также со встречно вращающимися роторами низкого давления.

Уплотнение на стыках встречно вращающихся роторов низкого давления с кожухами вспомогательного компрессорного средства и ТНД улучшают путем использования скользящих контактных уплотнений или других высокоэффективных уплотнений. На фиг.5 показано первое скользящее контактное уплотнение 223, расположенное с обеспечением уплотнения между вторым вентилятором 6 и рамой 34 вентиляторов. На фиг.6 изображено второе скользящее контактное уплотнение 224, расположенное с обеспечением уплотнения между передними концами 226 кожуха 54 турбины низкого давления и внешним ротором 136 барабанного типа. На фиг.7 изображено третье скользящее контактное уплотнение 225, расположенное с обеспечением уплотнения между задним концом 228 кожуха 54 турбины низкого давления и последней ступенью 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, которая прикручена болтами к внешнему ротору 136 барабанного типа. Альтернативой скользящим контактным уплотнениям являются бесконтактные уплотнения, например, аспирационные уплотнения или торцевые уплотнения, располагаемые в некоторых или во всех вышеупомянутых местах. На фиг.8 изображено первое бесконтактное уплотнение 244, расположенное с обеспечением уплотнения между вторым вентилятором 6 и рамой 34 вентиляторов. На фиг.9 изображено второе бесконтактное уплотнение 246, расположенное с обеспечением уплотнения между передними концами 226 кожуха 54 турбины низкого давления и внешним ротором 136 барабанного типа. На фиг.10 изображено третье бесконтактное уплотнение 248, расположенное с обеспечением уплотнения между задним концом 228 кожуха 54 турбины низкого давления и последней ступенью 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, которая прикручена болтами к внешнему ротору 136 барабанного типа. В других конкретных вариантах осуществления уплотнения могут представлять собой совокупность скользящих контактных уплотнений и бесконтактных уплотнений.

Настоящее изобретение описано с помощью иллюстраций. Очевидно, что употреблявшаяся терминология предназначена для описательных целей и не носит ограничительный характер. Хотя выше описаны конкретные варианты осуществления настоящего изобретения, счищающиеся предпочтительными и возможными, на их основании специалисты в данной области техники смогут создать другие очевидные модификации изобретения, отличающиеся от вышеупомянутых, поэтому следует учесть, что все такие модификации находятся в рамках объема притязаний изобретения.

Соответственно, для защиты патентом предлагается изобретение, охарактеризованное и отличающееся признаками, изложенными в нижеследующей формуле изобретения.

Узел предназначен для авиационного газотурбинного двигателя и включает в себя межтурбинную раму, расположенную вдоль оси между турбинами высокого и низкого давления. Турбина низкого давления имеет встречно вращающиеся внутренний и внешний роторы низкого давления с внутренним и внешним валами низкого давления, которые, по меньшей мере, частично, расположены с возможностью вращения соосно с ротором высокого давления и внутри него. Межтурбинная рама включает в себя отстоящие друг от друга в радиальном направлении первое и второе конструктивные кольца, расположенные в осевом направлении соосно вокруг центральной линии и соединенные посредством множества разнесенных в окружном направлении стоек. Элементы переднего и заднего отстойников, имеющие передний и задний центральные каналы, неподвижно соединены с отстоящими друг от друга в осевом направлении передней и задней частями межтурбинной рамы. Роторы низкого давления опираются с возможностью вращения на второй подшипник турбинной рамы, установленный в заднем центральном канале элемента заднего отстойника. На первом конструктивном кольце находится установочная опора для соединения двигателя с воздушным судном. Такое выполнение узла двигателя позволит уменьшить его длину, вес и стоимость, а также обеспечить малые потери зазора на законцовках лопаток. 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

1. Узел авиационного газотурбинного двигателя, содержащий

ротор (33) высокого давления, включающий в себя турбину (24) высокого давления,

турбину (26) низкого давления, имеющую встречно вращающиеся внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления, расположенные сзади упомянутого ротора (33) высокого давления,

межтурбинную раму (60), расположенную вдоль оси между турбинами (24, 26) высокого и низкого давления,

причем упомянутые внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления включают в себя внутренний и внешний валы (130, 140) низкого давления, которые, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения соосно с упомянутым ротором (33) высокого давления и радиально внутри него, при этом

упомянутая межтурбинная рама (60) содержит

первое конструктивное кольцо (86),

второе конструктивное кольцо (88), расположенное соосно с упомянутым первым конструктивным кольцом (86) и радиально внутри него вокруг центральной линии (8), множество разнесенных в окружном направлении стоек (90), проходящих в радиальном направлении между упомянутыми первым и вторым конструктивными кольцами (86, 88), элементы (104, 106) переднего и заднего отстойников, имеющие передний и задний центральные каналы (84, 85),

при этом упомянутые элементы (104, 106) переднего и заднего отстойников неподвижно соединены с отстоящими друг от друга в осевом направлении передней и задней частями (108, 110) межтурбинной рамы (60) посредством передней и задней подшипниковых несущих конструкций (96, 97) соответственно,

упомянутые внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления опираются с возможностью вращения посредством крайнего сзади несущего подшипника (76) ротора низкого давления, установленного в упомянутом заднем центральном канале (85) упомянутого элемента (106) заднего отстойника,

упомянутый ротор (33) высокого давления сзади опирается в радиальном направлении с возможностью вращения на пятый подшипник (94), установленный в упомянутой передней подшипниковой несущей конструкции (96), а

на упомянутом первом конструктивном кольце (86) расположено соединительное средство рамы для соединения двигателя с воздушным судном.

вращающийся кольцевой внешний ротор (136) барабанного типа, соединенный с возможностью привода с лопаточным венцом (13) первого вентилятора и первым вспомогательным компрессорным средством (16) с помощью упомянутого внутреннего вала (130) низкого давления,

вращающийся кольцевой внутренний ротор (146) барабанного типа, соединенный с возможностью привода с лопаточным венцом (15) второго вентилятора и вторым вспомогательным компрессорным средством (17) с помощью упомянутого внешнего вала (140) низкого давления,

причем упомянутые первое и второе вспомогательные компрессорные средства (16, 17) расположены в осевом направлении между упомянутыми лопаточными венцами (13, 15) первого и второго вентиляторов,

внешний контур (21), ограниченный в радиальном направлении кожухом (11) вентилятора и кольцевой радиально внутренней стенкой (9) внешнего контура, окружающий первое и второе вспомогательные компрессорные средства (16, 17), а радиально внешняя часть (23) лопаточного венца (15) второго вентилятора радиально расположена внутри упомянутого внешнего контура (21).

отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки (RH/RT) на входе вентилятора находится в диапазоне между 0,20 и 0,35,

компрессор (18) высокого давления упомянутого ротора (33) высокого давления, соединенный с возможностью привода с упомянутой турбиной (24) высокого давления с помощью вала (27) высокого давления,

причем упомянутый компрессор (18) высокого давления имеет общую степень сжатия в диапазоне примерно 40-65, а

степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень сжатия в вентиляторах находится в диапазоне 1,4-2,5 и сумма рабочих скоростей законцовок лопастей вентилятора для лопаточных венцов (13, 15) первого и второго вентиляторов находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.

первое уплотнение (223), расположенное с обеспечением уплотнения между упомянутым вторым вентилятором (6) и рамой (34) вентиляторов,

второе уплотнение (224), расположенное с обеспечением уплотнения между передними концами (226) кожуха (54) турбины низкого давления и внешнего ротора (136) барабанного типа, и третье уплотнение (225), расположенное с обеспечением уплотнения между кожухом (54) турбины низкого давления и последней ступенью (139) лопаточных венцов (138) турбины низкого давления, прикрученной болтами к заднему концу упомянутого внешнего ротора (136) барабанного типа.

отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки (RH/RT) на входе вентилятора находится в диапазоне между 0,20 и 0,35,

компрессор (18) высокого давления упомянутого ротора (33) высокого давления соединен с возможностью привода с упомянутой турбиной (24) высокого давления с помощью вала (27) высокого давления,

причем упомянутый компрессор (18) высокого давления имеет общую степень сжатия в диапазоне примерно 40-65, а степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень сжатия в вентиляторах находится в диапазоне 1,4-2,5 и сумма рабочих скоростей законцовок лопастей вентилятора для лопаточных венцов (13, 15) первого и второго вентиляторов находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.