SE462660B

SE462660B - GAS TURBINE ENGINE WITH MOTRO-DOWN PROPELLERS

Info

Publication number: SE462660B
Application number: SE8601928A
Authority: SE
Inventors: K O Johnson
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 1985-05-01
Filing date: 1986-04-25
Publication date: 1990-08-06
Also published as: DE3614157A1; AU5709386A; GB8610566D0; JPH0681883B2; GB2174762A; DE3614157C2; NL8601055A; JPS6217301A; IT8620279A0; CA1262409A; SE8601928L; SE8601928D0; FR2581423B1; IT1208606B; GB2174762B; AU589180B2; FR2581423A1

Description

.462 660 _ 2 motståndsförluster och gör därigenom högre marschhastigheter möjliga. .462 660 _ 2 resistance losses, thereby enabling higher cruising speeds.

Flygplan av mellanstorlek, exempelvis transportplan för 100 till 180 passagerare, använder typiskt turbofläktmotorer för fram- drivning. Turbofläktmotorer ger den relativt stora dragkraft som erfordras för att driva dessa flygplan på relativt höga höjder och med marschhastigheter av omkring Mach 0,6 till omkring Mach 0,8.Medium-sized aircraft, such as transport planes for 100 to 180 passengers, typically use turbofan engines for propulsion. Turbofan engines provide the relatively large traction required to power these aircraft at relatively high altitudes and with cruising speeds of about Mach 0.6 to about Mach 0.8.

För flygplan, som är konstruerade för lägre marschhastigheter, används typiskt turbopropmotorer, emedan de kan ge överlägsen funk- tion och verkningsgrad. Väsentliga minskningar av bränsleåtgången, dvs den mängd bränsle som förbrukas per passagerare-km, är exempel- vis möjliga genom användning av den aerodynamiskt mer effektiva turbopropmotorn framför turbofläktmotorn.For aircraft designed for lower cruising speeds, turboprop engines are typically used, as they can provide superior function and efficiency. Significant reductions in fuel consumption, ie the amount of fuel consumed per passenger km, are possible, for example, by using the aerodynamically more efficient turboprop engine in front of the turbo fan engine.

Det skulle därför vara önskvärt att kombinera fördelarna hos turbofläkt- och turbopropmotorerna, för att erhålla en kompound- motor med förbättrad total motorverkningsgrad vid marschhastigheter hos flygplan, som är typiska för turbofläktdrivna flygplan.It would therefore be desirable to combine the advantages of the turbofan and turboprop engines, to obtain a compound engine with improved overall engine efficiency at cruising speeds of aircraft typical of turbocharged aircraft.

Den totala verkningsgraden hos en flygplans-gasturbinmotor är produkten av termisk verkningsgrad, överföringsverkningsgrad och drivverkningsgrad. Den termiska verkningsgraden hänför sig till kärnmotorn och är ett mått på hur effektivt energin i bränslet omvandlas till tillgänglig energi i kärnmotorns avgaser. Överfö- ringsverkningsgraden hänför sig till motorns konstruktionskomponen- ter utom kärnmotorn och är ett mått på hur effektivt kärnmotorns avgasenergi omvandlas till kinetisk energi, som bibringas luft- strömmen. Motorkomponenter, som påverkar överföringsverkningsgraden innefattar drivblad, växellåda, kraftturbin och motorgondol. Det är önskvärt att åstadkomma en kompoundmotor med relativt höga över- förings- och drivverkningsgrader vid relativt höga underljuds- Machtal.The total efficiency of an aircraft gas turbine engine is the product of thermal efficiency, transmission efficiency and propulsion efficiency. The thermal efficiency refers to the nuclear engine and is a measure of how efficiently the energy in the fuel is converted into available energy in the nuclear engine's exhaust gases. The transmission efficiency refers to the engine's structural components other than the nuclear engine and is a measure of how efficiently the nuclear engine's exhaust energy is converted into kinetic energy, which is provided with the air flow. Engine components that affect the transmission efficiency include the drive blade, gearbox, power turbine and engine gondola. It is desirable to provide a compound engine with relatively high transmission and propulsion rates at relatively high sonic Machtal.

En enkel, uppförstorad version av en konventionell turboprop- motor, som är lämplig att driva ett medelstort transportplan vid de marschhastigheter och höjder som är typiska för turbofläktdrivna flygplan, skulle kräva en enda propeller med omkring 4,8 m diame- ter. Den skulle även kräva en kapacitet av omkring 15 000 axelhäst- krafter, vilket är ett flertal gånger uteffekten hos konventionella turbopropmotorer. _ En konventionell turbopropmotor, byggd enligt dessa krav, skulle vidare fordra utveckling av en relativt stor och alltför tung reduktionsväxellåda för att överföra den erforderliga effekten 3 462 660 och drivmomentet till propellern vid relativt lågt varvtal. Sådana växellådor tenderar att införa förluster, som minskar motorns över- föringsverkningsgrad. Varvtalet hos en propeller med stor diameter är en begränsande faktor för att hålla spiralhastigheten hos propellerspetsen, dvs flygplanets hastighet plus propellerspetsens tangentialhastighet, under överljudshastigheter. Detta är önskvärt, emedan en propellerspets, som arbetar vid överljudshastigheter, alstrar en väsentlig mängd störande buller och medför en förlust av aerodynamisk verkningsgrad.A simple, enlarged version of a conventional turboprop engine, which is suitable for operating a medium-sized transport plane at the cruising speeds and altitudes typical of turbofan-powered aircraft, would require a single propeller with a diameter of about 4.8 m. It would also require a capacity of about 15,000 axle horsepower, which is several times the output power of conventional turboprop engines. A conventional turboprop engine, built according to these requirements, would further require the development of a relatively large and overloaded reduction gearbox to transmit the required power 3,462,660 and the driving torque to the propeller at relatively low speeds. Such gearboxes tend to introduce losses, which reduce the engine's transmission efficiency. The speed of a large diameter propeller is a limiting factor for keeping the helical speed of the propeller tip, i.e. the speed of the aircraft plus the tangential speed of the propeller tip, below supersonic speeds. This is desirable because a propeller tip, which operates at supersonic speeds, generates a significant amount of disturbing noise and results in a loss of aerodynamic efficiency.

Gasturbinmotorer, som är i stånd att driva propellrar eller fläktar utan användning av en reduktionsväxellåda, är tidigare kända. De innefattar typiskt motroterande turbinrotorer för rela- tivt lågt varvtal med relativt få skovelradsteg, som driver ett par motroterande fläktar eller propellrar. Dessa motorer innefattar olika utföringsformer, som utnyttjar fläktarna eller propellrarna för att enbart öka den drivkraft som alstras från utblåsnings- strålen.Gas turbine engines, which are capable of driving propellers or fans without the use of a reduction gearbox, are previously known. They typically include counter-rotating turbine rotors for relatively low speeds with relatively few vane row steps, which drive a pair of counter-rotating fans or propellers. These motors include various embodiments, which use the fans or propellers to increase only the driving force generated by the exhaust jet.

Sådan ökning kan vara Eektiv för vissa ändamål. Drivkrafts- ökning kräver emellertid att väsentlig drivkraft alstras av de avgaser som utströmmar från turbinen och kärnstrålröret. Detta reducerar den totala motorverkningsgraden genom försämring av driv- verkningsgraden.Such an increase may be Eektiv for certain purposes. However, an increase in propulsion requires that significant propulsion be generated by the exhaust gases flowing out of the turbine and the core jet pipe. This reduces the overall engine efficiency by degrading the drive efficiency.

För att framdriva ett modernt, medelstort flygplan, som kräver relativt stor uteffekt, erfordras en praktisk och relativt bränsleeffektiv motor av en ny generation, med väsentliga prestan- daförbättringar framför konventionella turbofläkt- och turboprop- motorer, och dessa motroterande turbinrotormotorer.To propel a modern, medium-sized aircraft, which requires relatively large output power, a practical and relatively fuel-efficient engine of a new generation is required, with significant performance improvements over conventional turbo fan and turboprop engines, and these counter-rotating turbine rotor engines.

Ett ändamål med föreliggande uppfinning är att åstadkomma en ny och förbättrad gasturbinmotor.An object of the present invention is to provide a new and improved gas turbine engine.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstad- komma en ny och förbättrad gasturbinmotor för drift av ett flygplan vid marschhastigheter över Mach 0,6 och under 1,0 med förbättrad total motorverkningsgrad.Another object of the present invention is to provide a new and improved gas turbine engine for operating an aircraft at cruising speeds above Mach 0.6 and below 1.0 with improved overall engine efficiency.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstad- komma en ny och förbättrad gasturbinmotor, som innefattar en kraft- turbin med motroterande rotorer.Another object of the present invention is to provide a new and improved gas turbine engine which includes a power turbine with counter-rotating rotors.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstad- komma en ny och förbättrad gasturbinmotor, som innefattar en kraft- turbin med ett flertal motroterande turbinskovelradsteg, vid vilken väsentligen all uteffekt erhålls från expanderande förbrännings- 462 660 gaser genom stegen och väsentligen liten effekt återstår i de avgaser som lämnar motorn.Another object of the present invention is to provide a new and improved gas turbine engine which includes a power turbine having a plurality of counter-rotating turbine vane stages, in which substantially all of the output power is obtained from expanding combustion gases through the stages and substantially little power remains in the exhaust gases leaving the engine.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstad- komma en ny och förbättrad gasturbinmotor, vid vilken uteffekt kan erhållas utan användning av en reduktionsväxellåda.Another object of the present invention is to provide a new and improved gas turbine engine, at which output power can be obtained without the use of a reduction gearbox.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstad- komma en ny och förbättrad gasturbinmotor, som är anordnad att driva motroterande bäryteelement, såsom propellrar.Another object of the present invention is to provide a new and improved gas turbine engine which is arranged to drive counter-rotating bearing surface elements, such as propellers.

Gasturbinmotorn enligt uppfinningen har erhållit de i krav 1, 2 eller 5 angivna kännetecknen.The gas turbine engine according to the invention has obtained the characteristics stated in claim 1, 2 or 5.

Sammanfattning av uppfinningen sasturbinmotorn enligt uppfinningen innefattar en gasgenera- tor, som är anordnad att alstra förbränningsgaser, och anordningar för att effektivt överföra gasernas energi till en resulterande motordrivkraft. Dessa gasöverföringsanordningar innefattar en mot- roterande kraftturbin med första och andra motroterande propell- rar. Kraftturbinen innehåller en första rotor med ett flertal förs ta turbinskovelrader, som sträcker sig radiellt utåt, och en andra rotor med ett flertal andra turbinskovelrader, som sträcker sig radiellt inåt. De första och andra rotorerna är så anordnade, att de bildar inre resp. yttre flödesbanytor för de förbränningsgaser som strömmar genom kraftturbinen. Kraftturbinen är anordnad att motta förbränningsgaserna och utta väsentligen all uteffekt från dessa för att driva de första och andra rotorerna i motsatta rikt- ningar.Summary of the invention The sauna turbine engine according to the invention comprises a gas generator, which is arranged to generate combustion gases, and devices for efficiently transferring the energy of the gases to a resulting engine driving force. These gas transmission devices comprise a counter-rotating power turbine with first and second counter-rotating propellers. The power turbine includes a first rotor having a plurality of forward turbine vane rows extending radially outwardly and a second rotor having a plurality of second turbine vane rows extending radially inwardly. The first and second rotors are arranged so that they form internal resp. external flow path surfaces for the combustion gases flowing through the power turbine. The power turbine is arranged to receive the combustion gases and extract substantially all the output power from these to drive the first and second rotors in opposite directions.

De första och andra, motroterande propellrarna har vardera ett flertal blad, som är fästade vid första resp. andra roterbara gondolringar. De första och andra propellrarna är direkt kopplade till och drivna av de första resp. andra rotorerna och är anbragta radiellt utanför kraftturbinen. Vart och ett av bladen har ett relativt högt förhållande mellan nav- och spetsdiameter och rela- tivt lågt förhållande mellan tjocklek och korda.The first and second, counter-rotating propellers each have a plurality of blades, which are attached to the first and second, respectively. other rotatable gondola rings. The first and second propellers are directly connected to and driven by the first resp. other rotors and are located radially outside the power turbine. Each of the blades has a relatively high ratio between hub and tip diameter and a relatively low ratio between thickness and cord.

Vid en annan utföringsform av föreliggande uppfinning inne- fattar gasöverföringsanordningarna en ringformig kåpa, som är anbragt radiellt utanför gasgeneratorn och bildar en yttre kontur.In another embodiment of the present invention, the gas transfer devices comprise an annular housing which is arranged radially outside the gas generator and forms an outer contour.

Konturen har fram-, mellan- och bakpartier. Frampartiet begränsar ett inlopp, som är optimalt utformat för gasgeneratorn. Bakpartiet bildar en aerodynamiskt slät övergång till den andra, roterbara gondolringen. Mellanpartiet begränsar kåpans maximiradie, vilken överskrider navradien hos vardera av de första och andra propell- faffla. 462 ÖÖÛ Vid en annan utföringsšnrm innefattar en gasturbinmotor en gasgenerator, anordnad att alstra förbränningsgaser, samt gasöver- föringsanordningar för att effektivt överföra gasernas energi till en nettomotordrivkraft. Gasöverföringsanordningarna innehåller en kraftturbin, första och andra motroterande propellrar och en ring- formig gondol. Kraftturbinen innehåller en första rotor med ett flertal första turbinskovlar, som sträcker sig radiellt utåt från den, och en andra rotor med ett flertal andra turbinskovlar, som sträcker sig radiellt inåt från den. De första och andra rotorerna är anordnade att bilda en inre resp. yttre flödesbanytor, för de förbränningsgaser som strömmar genom kraftturbinen. Kraftturbinen är anordnad att motta förbränningsgaserna och utta väsentligen all uteffekt från dessa för att driva de första och andra rotorerna i motsatta riktningar. De första och andra motroterande propellrarna har vardera ett flertal blad, som är fästade vid första och andra roterbara gondolringar vid första resp. andra radier. De första och andra propellrarna är direkt kopplade till och drivna av de första resp. andra rotorerna, och anordnade utanför kraftturbinen. Vart och ett av bladen har ett relativt högt förhållande mellan nav- och spetsradie och relativt lågt förhållande mellan tjocklek och korda. Den ringformiga gondolen är anbragt radiellt utanför gas- generatorn och bildar en yttre kontur, varvid konturen har fram-, mellan- och bakpartier. Frampartiet begränsar ett inlopp, som är optimalt utformat för gasgeneratorn. Bakpartiet bildar en aerodyna- miskt slät övergång till den andra, roterbara gondolringen. Mellan- partiet begränsar gondolens maximiradie, vilken överskrider var och en av de första och andra radierna.The contour has front, middle and rear sections. The front part limits an inlet, which is optimally designed for the gas generator. The rear part forms an aerodynamically smooth transition to the second, rotatable gondola ring. The intermediate portion limits the maximum radius of the housing, which exceeds the hub radius of each of the first and second propeller forks. 462 ÖÖÛ In another embodiment, a gas turbine engine comprises a gas generator, arranged to generate combustion gases, as well as gas transfer devices for efficiently transferring the energy of the gases to a net engine driving force. The gas transmission devices contain a power turbine, first and second counter-rotating propellers and an annular gondola. The power turbine includes a first rotor having a plurality of first turbine vanes extending radially outwardly therefrom, and a second rotor having a plurality of second turbine vanes extending radially inwardly therefrom. The first and second rotors are arranged to form an inner resp. external flow path surfaces, for the combustion gases flowing through the power turbine. The power turbine is arranged to receive the combustion gases and extract substantially all of the output power from these to drive the first and second rotors in opposite directions. The first and second counter-rotating propellers each have a plurality of blades which are attached to the first and second rotatable gondola rings at the first and second, respectively. other radii. The first and second propellers are directly connected to and driven by the first resp. other rotors, and arranged outside the power turbine. Each of the blades has a relatively high ratio of hub and tip radius and a relatively low ratio of thickness to cord. The annular gondola is arranged radially outside the gas generator and forms an outer contour, the contour having front, middle and rear portions. The front part limits an inlet, which is optimally designed for the gas generator. The rear part forms an aerodynamically smooth transition to the second, rotatable gondola ring. The intermediate section limits the maximum radius of the gondola, which exceeds each of the first and second radii.

Kort beskrivning av ritningarna Uppfinningen, tillsammans med ytterligare ändamål och förde- lar hos denna, beskrivs närmare i följande detaljbeskrivning i förbindelse med bifogade ritningar, på vilka Fig. 1 är en schematisk bild av en gasturbinmotor enligt en utföringsform av uppfinningen, innefattande en kraftturbin med motroterande rotorer, som är avsedda för att driva motroterande, bakmonterade propellrar, Fig. 2 visar ett flygplan med två gasturbinmotorer enligt fig. 1, monterade vid dess bakre ände, Fig. 3 är en bild åskådliggörande en alternativ anordning för montering av en gasturbin enligt fig. 1 på en flygplansvinge, Fig. 4 är en bild av en gasturbinmotor enligt en annan 462 660 utföringsform av föreliggande uppfinning, Fig. 5 är en mer detaljerad bild av den i fig. 4 visade gasturbinmotorn, Fig. 6 är en mer detaljerad bild av kraftturbinen i den i fig. 4 visade motorn, Fig. 7 är en bild i större skala, tagen längs linjen 7-7 i fig. 4.Brief description of the drawings The invention, together with further objects and advantages thereof, is described in more detail in the following detailed description in connection with the accompanying drawings, in which Fig. 1 is a schematic view of a gas turbine engine according to an embodiment of the invention, comprising a power turbine with counter-rotating rotors, which are intended to drive counter-rotating, rear-mounted propellers, Fig. 2 shows an aircraft with two gas turbine engines according to Fig. 1, mounted at its rear end, Fig. 3 is a view illustrating an alternative device for mounting a gas turbine according to Fig. 1 on an aircraft wing, Fig. 4 is a view of a gas turbine engine according to another embodiment of the present invention, Fig. 5 is a more detailed view of the gas turbine engine shown in Fig. 4, Fig. 6 is a more detailed view of the power turbine in the engine shown in Fig. 4, Fig. 7 is an enlarged view taken along line 7-7 of Fig. 4.

I fig. 1 visas en gasturbinmotor 10, eller kanalfri fläkt- motor, enligt en utföringsform av föreliggande uppfinning. Motorn innefattar en längsgående centrumaxel 12 och en ringformig kåpa 14, som är koaxiellt anbragt kring axeln 12. Motorn 10 innefattar även en konventinell gasgenerator 16, som exempelvis kan innefatta en tillsatskompressor 18, en kompressor 20, en brännkammare 22, en högtgrycksturbin (HPT) 24 och en mellantrycksturbin (ITP) 26, som samtliga är koaxiellt anordnade i serie kring motorns 10 längdaxel 12 längs axialflödet. En första, ringformig drivaxel 28 sammanbin- der fast kompressorn 20 och högtrycksturbinen 24. En andra, ring- formig drivaxel 30 sammanbinder fast tillsatskompressorn 18 och turbinen 26.Fig. 1 shows a gas turbine engine 10, or channel-free fan engine, according to an embodiment of the present invention. The engine includes a longitudinal center shaft 12 and an annular housing 14 coaxially disposed about the shaft 12. The engine 10 also includes a conventional gas generator 16, which may include, for example, an auxiliary compressor 18, a compressor 20, a combustion chamber 22, a high pressure turbine (HPT). 24 and an intermediate pressure turbine (ITP) 26, all of which are coaxially arranged in series about the longitudinal axis 12 of the motor 10 along the axial flow. A first annular drive shaft 28 securely connects the compressor 20 and the high pressure turbine 24. A second, annular drive shaft 30 securely connects the auxiliary compressor 18 and the turbine 26.

I drift är gasgeneratorn 16 anordnad att tillföra trycksatt luft från tillsatskompressorn 18 och kompressorn 20 till brännkam- maren 22, där den blandas med bränsle och på lämpligt sätt antänds, för att alstra förbränningsgaser. Förbränningsgaserna driver högtrycksturbinen 24 och mellantrycksturbinen 26, vilka i sin tur driver kompressorn 20 resp. tillsatskompressorn 18. Förbrännings- gaserna avges från gasgeneratorn 16 genom mellantrycksturbinen 26 vid en medelutloppsradie R1 från längdaxeln 12.In operation, the gas generator 16 is arranged to supply pressurized air from the auxiliary compressor 18 and the compressor 20 to the combustion chamber 22, where it is mixed with fuel and suitably ignited, to generate combustion gases. The combustion gases drive the high-pressure turbine 24 and the medium-pressure turbine 26, which in turn drive the compressor 20 and 20, respectively. the auxiliary compressor 18. The combustion gases are discharged from the gas generator 16 through the intermediate pressure turbine 26 at an average outlet radius R1 from the longitudinal axis 12.

Vid en bakände av kåpan 14 och akter om gasgeneratorn 16 är ett ringformigt stödorgan 30 fäst. Stödorganet 30 sträcker sig radiellt inåt och i riktning bakåt från kåpans 14 bakände. Stöd- organet 30 innefattar ett flertal, utmed omkretsen åtskilda stag- organ 32, vilka sträcker sig radiellt inåt från kåpans 14 bakände, och ett ringformigt navorgan 34, som är fäst vid stagorganens 32 radiellt inre ändar och sträcker sig i riktning bakåt. Stagorganen 32 är avsedda att stödja navorganet 34 och leda förbränningsgaser från gasgeneratorn 16 till en kraftturbin 36, som är konstruerad i enlighet med en utföringsform av föreliggande uppfinning.An annular support member 30 is attached to a rear end of the housing 14 and aft of the gas generator 16. The support member 30 extends radially inwardly and in the rearward direction from the rear end of the housing 14. The support member 30 includes a plurality of circumferentially spaced strut members 32 extending radially inwardly from the rear end of the housing 14, and an annular hub member 34 attached to the radially inner ends of the strut members 32 and extending rearwardly. The strut means 32 are intended to support the hub means 34 and direct combustion gases from the gas generator 16 to a power turbine 36, which is constructed in accordance with an embodiment of the present invention.

Energin hos de förbränningsgaser som avges från gasgeneratorn kommer att effektivt omvandlas till en resulterande motordrivkraft med anordningar, som beskrivs fullständigare nedan. Sådana anord- 7 462 660 ningar omfattar kraftturbinen 36, eller enklare lågtryckksturbinen (LPT) 36, som är roterbart fäst vid navorganet 34.The energy of the combustion gases emitted from the gas generator will be efficiently converted into a resulting engine drive with devices, which are described more fully below. Such devices comprise the power turbine 36, or more simply the low pressure turbine (LPT) 36, which is rotatably attached to the hub member 34.

Lågtrycksturbinen 36 innefattar en första, ringformig trum- rotor 38, som är roterbart monterad med lämpliga lager 40 vid navorganet 34 vid dess fram- och bakändar 42 och 44. Den första rotorn 38 innefattar ett flertal första turbinskovelrader 46, vilka sträcker sig radiellt utåt från den och är axiellt åtskilda på densamma.The low pressure turbine 36 comprises a first, annular drum rotor 38, which is rotatably mounted with suitable bearings 40 at the hub member 34 at its front and rear ends 42 and 44. The first rotor 38 comprises a plurality of first turbine vane rows 46 extending radially outwardly from it and are axially separated on it.

Lågtrycksturbinen 36 innefattar även en andra, ringformig trumrotor 48, som är anbragt radiellt utanför den första rotorn 38 och de.första skovelraderna 46. Den andra rotorn 48 innefattar ett flertal andra turbinskovelrader 50, som sträcker sig radiellt inåt från den och är axiellt åtskilda på densamma. Den andra rotorn 48 är roterbart monterad på navorganet 34 med lämpliga lager 52, vilka är anbragta vid radiellt inre ändar av en främsta skovelrad 50a av de andra skovelraderna 50 och vid radiellt inre ändar av en bakers- ta skovelrad 50b, vilken är roterbart anbragt på den första rotorn 38, som är monterad på navorganet 34.The low pressure turbine 36 also includes a second annular drum rotor 48 disposed radially outside the first rotor 38 and the first vane rows 46. The second rotor 48 includes a plurality of second turbine vane rows 50 extending radially inwardly therefrom and axially spaced apart. the same. The second rotor 48 is rotatably mounted on the hub member 34 with suitable bearings 52, which are arranged at radially inner ends of a leading vane row 50a of the second vane rows 50 and at radially inner ends of a rear vane row 50b, which is rotatably mounted on the first rotor 38 mounted on the hub member 34.

Såsom visas i fig. 1, begränsas en ringformig flödesbana för förbränningsgaser, som strömmar genom skovelraderna 46 och 50, av den första trumrotorn 38 och den andra trumrotorn 48. Förutom att begränsa flödesbanan, bildar de första och andra trumrotorerna 38 och 48 flödesbanans inre och yttre gränsytor 38a resp. 48a. På detta sätt är lågtrycksturbinen 36 lättare än typiska turbiner enligt tidigare teknik, vilka innehåller relativt stora skivor.As shown in Fig. 1, an annular flow path for combustion gases flowing through the vane rows 46 and 50 is limited by the first drum rotor 38 and the second drum rotor 48. In addition to limiting the flow path, the first and second drum rotors 38 and 48 form the interior and flow path. external interfaces 38a resp. 48a. In this way, the low pressure turbine 36 is lighter than typical prior art turbines, which contain relatively large disks.

Var och en av de första och andra turbinskovelraderna 46 och 50 innefattar ett flertal perifert åtskilda turbinskovlar, med de första skovelraderna 46 omväxlande åtskilda från eller anbragta i mellanrummen mellan respektive rader hos de andra skovelraderna 50. Förbränningsgaser, som strömmar genom skovelraderna 46 och 50, strömmar längs en medelradie R2 i flödesbanan, vilken definitions- mässigt representerar en skovelradie, vid vilken resulterande arbetsbelastningar hos lågtrycksturbinen 36 antas vara koncentrera- de. Så kan exempelvis radien R2 definieras såsom medelradien för delningslinjen hos alla skovelraderna i lågtrycksturbinen 36.Each of the first and second turbine vane rows 46 and 50 includes a plurality of circumferentially spaced turbine vanes, with the first vane rows 46 alternately spaced from or disposed in the spaces between respective rows of the second vane rows 50. Combustion gases flowing through vane rows 46 and 50, flows along an average radius R2 in the flow path, which by definition represents a vane radius, at which the resulting working loads of the low-pressure turbine 36 are assumed to be concentrated. For example, the radius R2 can be defined as the average radius of the dividing line of all the vane rows in the low pressure turbine 36.

Förbränningsgaser, som avges från gasgeneratorn 16 vid flödesbanans medelradie R1 leds genom stagorganen 32 till låg- trycksturbinen 36. Lågtrycksturbinen 36 är anordnad att expandera förbränningsgaserna genom de första och andra turbinskovelraderna 46 och 50 längs flödesbanans medelradie R2 för att utta väsentligen 462 660 all uteffekt från gaserna i ändamål att driva de första och andra rotorerna 38 och 48 i motsatta rotationsriktningar vid relativt lägre rotationshastigheter än den första drivaxeln 28.Combustion gases emitted from the gas generator 16 at the average radius R1 of the flow path are passed through the tie means 32 to the low pressure turbine 36. The low pressure turbine 36 is arranged to expand the combustion gases through the first and second turbine vane rows 46 and 50 along the flow radius R2 the gases for the purpose of driving the first and second rotors 38 and 48 in opposite directions of rotation at relatively lower rotational speeds than the first drive shaft 28.

Gasgeneratorn 16 och lågtrycksturbinen 36 enligt beskrivning- en ovan resulterar i en ny och förbättrad gasturbinmotor med mot- roterande rotorer, vilken är avsedd att ge utaxeleffekt vid rela- tivt låga varvtal. Väsentliga kännetecken för föreliggande uppfin- ning innefattar den komplementära anordningen av motorkomponenter- na. Närmare bestämt är högtrycksturbinen 24 anbragt bakom brännkam- maren 22 för att först mottaga de förbränningsgaser med relativt högt tryck som avges av denna. Högtrycksturbinen 24 är mest effek- tiv, när den och den första drivaxeln 28 är konstruerade för att rotera med omkring 10 000 till 15 000 r/min i en motor med 15 000 axel-hkr. Detta varvtal utnyttjar effektivt förbränningsgaserna med högt tryck från brännkammaren 22.The gas generator 16 and the low pressure turbine 36 as described above result in a new and improved gas turbine engine with counter-rotating rotors, which is intended to provide shaft power at relatively low speeds. Essential features of the present invention include the complementary arrangement of the engine components. More specifically, the high pressure turbine 24 is located behind the combustion chamber 22 to first receive the relatively high pressure combustion gases emitted therefrom. The high-pressure turbine 24 is most efficient when it and the first drive shaft 28 are designed to rotate at about 10,000 to 15,000 rpm in a 15,000-hp engine. This speed effectively utilizes the high pressure combustion gases from the combustion chamber 22.

Förbränningsgaserna uppvisar efter passage genom högtrycks- turbinen 24 ett reducerat mellantryck. Mellantrycksgaserna strömmar sedan genom mellantrycksturbinen 26, som ytterligare reducerar gasernas tryck till ett relativt lågt tryck under det att den högst effektivt utvinner effekt för att driva den andra drivaxeln 30 och tillsatskompressorn 18 med relativt lägre varvtal än högtryckstur- binens 24.The combustion gases, after passing through the high-pressure turbine 24, have a reduced intermediate pressure. The intermediate pressure gases then flow through the intermediate pressure turbine 26, which further reduces the pressure of the gases to a relatively low pressure while most efficiently extracting power to drive the second drive shaft 30 and the auxiliary compressor 18 at relatively lower speeds than the high pressure turbine 24.

Slutligen leds lågtrycksförbränningsgaserna till lågtrycks- turbinen 36, där de ytterligare expanderas och väsentligen all deras återstående energi uttas för att driva de första och andra rotorerna 38 och 48 och alstra axeluteffekt. Ringa energi återstår för den allmänt ineffektiva drivkraft som alstras av gaserna med relativt hög hastighet i utloppsstrålen, som avges från lågtrycks- turbinen 36. Emedan lågtrycksturbinen 36 är det sista elementet i motorn 10, är denna dessutom utsatt för förbränningsgaserna med den lägsta temperaturen och därför är termiskt inducerade påkänningar reducerade.Finally, the low pressure combustion gases are led to the low pressure turbine 36, where they are further expanded and substantially all of their remaining energy is taken out to drive the first and second rotors 38 and 48 and generate shaft output. Little energy remains for the generally inefficient propulsion generated by the relatively high velocity gases in the exhaust jet emitted from the low pressure turbine 36. Since the low pressure turbine 36 is the last element in the engine 10, it is also exposed to the combustion gases with the lowest temperature and therefore thermally induced stresses are reduced.

För att mer effektivt utta energi från förbränningsgaserna i lågtrycksturbinen 36 är det fördelaktigt att dess medelradie R2 i flödesbanan är större än gasgeneratorns 16 medelutloppsradie R1. I den i fig. 1 visade utföringsformen är flödesbanans medelradie R2 omkring dubbla värdet av medelutloppsradien R1. Genom detta arran- gemang erhåller turbinskovelraderna 46 och 50 en ökad radie från längdaxeln 12 så att deras relativa tangentialhastigheter ökas och skovelbelastningen reduceras, varigenom effekt effektivt uttages 9 462 660 från de gaser som strömmar över dem.In order to more efficiently extract energy from the combustion gases in the low-pressure turbine 36, it is advantageous that its average radius R2 in the flow path is larger than the average outlet radius R1 of the gas generator 16. In the embodiment shown in Fig. 1, the average radius R2 of the flow path is about twice the value of the average outlet radius R1. By this arrangement, the turbine vane rows 46 and 50 obtain an increased radius from the longitudinal axis 12 so that their relative tangential velocities are increased and the vane load is reduced, whereby power is effectively extracted from the gases flowing over them.

I den såsom exempel visade utföringsformen i fig. 1 är lågtrycksturbinen avsedd att driva motroterande och motsatt stig- ning uppvisande främre propellrar 54 och bakre propellrar 56.In the exemplary embodiment of Fig. 1, the low pressure turbine is intended to drive counter-rotating and opposite pitch having front propellers 54 and rear propellers 56.

Närmare bestämt sträcker sig från en bakände av den första rotorn 38 en bakre skovelrad 46a, som sträcker sig radiellt utåt till omkring det radiella läget för den andra rotorn 48. Vid de radiellt yttre ändarna av den bakre skovelraden 46a är ett ringformigt kåporgan 58 fästat, som innehåller en bakre, roterbar gondolring 128, vilken är anpassad till det jämna luftflödet över densamma. De bakre propellrarna 56 är på lämpligt sätt fästade vid kåporganet 58. Likaledes är de främre propellrarna 54 på lämpligt sätt fästade vid ett ringformigt kåporgan med en främre gondolring 126, som är fäst vid en framände av den andra rotorn 48. En lämplig anordning 60 för att variera stigningen finns för att oberoende styra stig- ningen hos de främre och bakre propellrarna 54 och 56. Varje ring- formig gondolring, som omger kraftturbinen och den grupp av propel- lerblad som är monterad på ringen, bildar ett propellersystem.More specifically, a rear vane row 46a extends from a rear end of the first rotor 38, which extends radially outwardly to about the radial position of the second rotor 48. At the radially outer ends of the rear vane row 46a, an annular housing member 58 is attached. which contains a rear, rotatable gondola ring 128, which is adapted to the even air flow over it. The rear propellers 56 are suitably attached to the housing member 58. Likewise, the front propellers 54 are suitably attached to an annular housing member with a front gondola ring 126 which is attached to a front end of the second rotor 48. A suitable device 60 for to vary the pitch is available to independently control the pitch of the front and rear propellers 54 and 56. Each annular gondola ring surrounding the power turbine and the group of propeller blades mounted on the ring forms a propeller system.

Ett högst väsentligt resultat av föreliggande uppfinning är att gasturbinmotorn 10 med lågtrycksturbinen 36 ger en relativt hög uteffekt och -vridmoment vid relativt låga varvtal utan användning av en reduktionsväxellåda. En reduktionsväxellåda och tillhörande utrustning skulle medföra en väsentlig ökning av vikten och kompli- ceringsgraden hos en motor med förmåga att alstra den relativt stora drivkraft som erfordras för att driva ett transportflygplan, såsom ett passagerarplan för 150 passagerare. Vidare reducerar eventuella förluster på grund av växellådan överföringsverknings- graden.A highly significant result of the present invention is that the gas turbine engine 10 with the low pressure turbine 36 provides a relatively high output power and torque at relatively low speeds without the use of a reduction gearbox. A reduction gearbox and associated equipment would significantly increase the weight and complexity of an engine capable of generating the relatively large propulsion required to operate a transport aircraft, such as a 150-passenger passenger plane. Furthermore, any losses due to the gearbox reduce the transmission efficiency.

Varvtalsreduktion erfordras, när en gasturbinmotor används för att driva bäryteorgan, såsom propellrar eller fläktar. En konventionell lågtrycksturbin (ej visad) innehåller en enda rotor, som typiskt roterar med omkring 10 000 till 15 000 r/min. Dessa varvtal måste reduceras till relativt låga varvtal av omkring 1 000 till omkring 2 000 för att driva bäryteorgan. Propellrar och fläktar är konstruerade för förflyttning av en relativt stor luft- mängd vid relativt låga axialhastigheter för att alstra drivkraft och fungerar mer effektivt vid de relativt låga varvtalen. Dessutom erfordras de låga varvtalen för att begränsa propellrarnas spiral- spetshastighet till under överljudshastigheter.Speed reduction is required when a gas turbine engine is used to drive bearing surface means, such as propellers or fans. A conventional low pressure turbine (not shown) contains a single rotor, which typically rotates at about 10,000 to 15,000 rpm. These speeds must be reduced to relatively low speeds of about 1,000 to about 2,000 to drive support surfaces. Propellers and fans are designed to move a relatively large amount of air at relatively low axial speeds to generate propulsion and operate more efficiently at the relatively low speeds. In addition, the low speeds are required to limit the spiral tip speed of the propellers to below supersonic speeds.

Genom att enligt föreliggande uppfinning den andra rotorn 48 462 660 1° i lågtrycksturbinen 36 roterar i motsatt riktning mot den första rotorn 38, finns två utgående axlar, första rotorn 38 och andra rotorn 48, vilka roterar med omkring fjärdedelen av varvtalet hos en konventionell lågtrycksturbin med en enda rotor och ekvivalent uteffekt, varigenom varvtalet reduceras.By rotating the second rotor 48 462 660 1 ° in the low pressure turbine 36 in the opposite direction to the first rotor 38, according to the present invention, there are two output shafts, the first rotor 38 and the second rotor 48, which rotate at about a quarter of the speed of a conventional low pressure turbine. with a single rotor and equivalent output power, thereby reducing the speed.

Vidare kan ytterligare varvtalsreduktion erhållas genom ökning av de första och andra turbinskovelradernas 46 och 50 antal, dvs antalet steg. Genom ökning av antalet skovelrader reduceras den energimängd som uttas för varje steg. Detta medger en reduktion av rotorns varvtal och den aerodynamiska belastningen på skovlarna i varje rad. För att sålunda erhålla de önskade, reducerade varvtalen och effektivt utta (genom reducerad skovelbelastning) väsentligen all återstående effekt från förbränningsgaserna, skulle ett ökat antal steg erfordras.Furthermore, further speed reduction can be obtained by increasing the number of the first and second turbine vane rows 46 and 50, i.e. the number of steps. Increasing the number of paddle rows reduces the amount of energy taken for each step. This allows a reduction of the rotor speed and the aerodynamic load on the blades in each row. Thus, in order to obtain the desired, reduced speeds and efficiently extract (by reduced paddle load) substantially all of the remaining power from the combustion gases, an increased number of steps would be required.

Emellertid kan ett lägre antal steg användas för att uppnå detta genom att öka förhållandet R1/R2 för att tillföra förbrän- ningsgaserna till lågtrycksturbinen 36 vid en större medelradie R2 i flödesbanan. Alltför många steg är icke önskvärda på grund av den ökade kompliceringsgrad, storlek och vikt som uppkommer härigenom, och en lågtrycksturbin med färre steg och ett relativt högt förhållande R1/R2 är icke önskvärd på grund av den ökade frontarea och vikt som är hänförliga härtill. Såsom ovan beskrivits och i enlighet med föreliggande uppfinning har det fastställts att ett förhållande R1/R2 av omkring 2,0 är att föredra.However, a lower number of steps can be used to achieve this by increasing the ratio R1 / R2 to supply the combustion gases to the low pressure turbine 36 at a larger average radius R2 in the flow path. Too many steps are undesirable due to the increased complication, size and weight resulting from this, and a low pressure turbine with fewer steps and a relatively high R1 / R2 ratio is undesirable due to the increased front area and weight attributable thereto. As described above and in accordance with the present invention, it has been determined that a R 1 / R 2 ratio of about 2.0 is preferred.

I den i fig. 1 visade utföringsformen är vidare för drift av de motroterande propellrarna 54 och 56 en lågtrycksturbin 36 med 14 steg föredragen för att erhålla varvtal hos de första och andra rotorernas 38 och 48 utgående axlar av omkring 1200 r/min. Detta varvtal är mycket lägre än varvtalen hos de första och andra driv- axlarna 28 och 30. Vidare har enligt föreliggande uppfinning lågtrycksturbinen 36 ett totalt antal skovelrader, som håller propellerbladens spetshastigheter under ljudhastigheten.In the embodiment shown in Fig. 1, for operating the counter-rotating propellers 54 and 56, a low-pressure turbine 36 with 14 steps is further preferred to obtain speeds of the output shafts of the first and second rotors 38 and 48 of about 1200 rpm. This speed is much lower than the speeds of the first and second drive shafts 28 and 30. Furthermore, according to the present invention, the low pressure turbine 36 has a total number of vane rows which keep the tip speeds of the propeller blades below the speed of sound.

Varvtalsreduktionen hos de första och andra rotorerna 38 och 48 i lågtrycksturbinen 36 medför en andra ordningens reduktion av centrifugalt alstrade påkänningar. Exempelvis medför en Varvtals- minskning med en fjärdedel en minskning med sju sextondelar av centrifugalpåkänningen. Detta är betydelsefullt genom att låg- trycksturbinen 36 kräver mindre material för att uppta centrifugal- påkänningar, vilket medför en lättare lågtrycksturbin 36. Använd- ningen av trumrotorer 38 och 48 i stället för skivor minskar " 462 een exempelvis vikten väsentligt. Den totala effekten vid användning av en motroterande lågtrycksturbin 36 är en väsentlig minskning av motorvikt jämfört med en motor, som innehåller en konventionell lågtrycksturbin och en reduktionsväxellåda.The speed reduction of the first and second rotors 38 and 48 in the low pressure turbine 36 results in a second order reduction of centrifugally generated stresses. For example, a reduction in speed by a quarter results in a reduction of seven sixteenths of the centrifugal stress. This is significant because the low pressure turbine 36 requires less material to absorb centrifugal stresses, resulting in a lighter low pressure turbine 36. The use of drum rotors 38 and 48 instead of disks, for example, significantly reduces the weight. use of a counter-rotating low-pressure turbine 36 is a significant reduction in engine weight compared to an engine containing a conventional low-pressure turbine and a reduction gearbox.

Anordningar för att förbättra överföringsverkningsgraden kan även innefatta en tätning 53, som är anbragt mellan kåpan 14 och den andra trumrotorn 48. Genom denna anordning kommer läckage eller flöde av förbränningsgaser mellan den stationära kåpan 14 och rotorn 48 att reduceras. Detta arrangemang medför en enkel tätning i flödesbanans område med relativt högt tryck i närheten av stag- organen 32 och framför lågtrycksturbinen 36. Inga andra läckage- områden med relativt stor diameter finns, förrän omedelbart bakom den bakersta skovelraden 50b. Vid ett sådant bakre läge är förbrän- ningsgasernas tryck starkt reducerat och sålunda kommer eventuellt läckage i detta område att vara relativt litet relativt läckage- ställen längre uppströms.Devices for improving the transfer efficiency may also include a seal 53 disposed between the housing 14 and the second drum rotor 48. Through this device, leakage or flow of combustion gases between the stationary housing 14 and the rotor 48 will be reduced. This arrangement provides a simple seal in the relatively high pressure flow path area near the strut means 32 and in front of the low pressure turbine 36. There are no other relatively large diameter leakage areas until immediately behind the rear vane row 50b. In such a rear position, the pressure of the combustion gases is greatly reduced and thus any leakage in this area will be relatively small relative to leakage points further upstream.

Anordningar för att ytterligare förbättra överföringsverk- ningsgraden innefattar vidare motroterande propellrar 54 och 56, som är monterade baktill på motorn 10, radiellt utanför både den första rotorn 38 och den andra rotorn 48. Dessa propellrar har en navradie R3 och en spetsradie R4 från längdaxeln 12.Means for further improving the transmission efficiency further include counter-rotating propellers 54 and 56, which are mounted at the rear of the engine 10, radially outside both the first rotor 38 and the second rotor 48. These propellers have a hub radius R3 and a tip radius R4 from the longitudinal axis 12. .

Med "navradie" avses avståndet från motorns centrumlinje 12 till utsidan av den roterbara gondolring från vilken varje propel- lerblad utskjuter. På liknande sätt är "spetsradien" avståndet från motorns centrumlinje 12 till den radiellt yttre änden av varje propellerblad. Genom montering av propellrarna 54 och 56 radiellt utanför den andra rotorn 48 ökar nav/spets-förhållandet R3/R4 hos propellrarna till ett relativt högt värde, jämfört med konventio- nella, kuggväxeldrivna propellrar, som typiskt har en liten nav- radie och sålunda relativt lågt nav/spets-förhållande. Detta arran- gemang ger en förbättring av de aerodynamiska prestanda. Exempelvis är förhållandet navradie till spetsradie större än omkring 0,4 och mellan omkring 0,5 till 0,4 vid en föredragen utföringsform. Vidare hindrar icke propellrarna flödet av förbränningsgaser, som avges från lågtrycksturbinen 36, vilket annars skulle reducera motor- prestanda och kräva kylning för att hindra värmeskador på propell- rarna 54 och 56.By "hub radius" is meant the distance from the centerline 12 of the engine to the outside of the rotatable gondola ring from which each propeller blade projects. Similarly, the "tip radius" is the distance from the centerline 12 of the engine to the radially outer end of each propeller blade. By mounting the propellers 54 and 56 radially outside the second rotor 48, the hub / tip ratio R3 / R4 of the propellers increases to a relatively high value, compared to conventional, gear driven propellers, which typically have a small hub radius and thus relatively low hub / tip ratio. This arrangement provides an improvement in the aerodynamic performance. For example, the ratio of hub radius to tip radius is greater than about 0.4 and between about 0.5 to 0.4 in a preferred embodiment. Furthermore, the propellers do not impede the flow of combustion gases emitted from the low pressure turbine 36, which would otherwise reduce engine performance and require cooling to prevent heat damage to the propellers 54 and 56.

Andra egenskaper hos propellrarnas 54 och 56 blad visas bäst i fig. 4 och 7. Varje blad är tillbakasvept mot spetsen. Sådan svepning reducerar spetsens relativa Machtal, vilket reducerar 12 462 660 förluster vid marsch-Machtal utöver 0,6. Varje blad är vidare vridet från bas till spets för att åstadkomma rätt kordaorientering för ökad bladhastighet med ökad radie. Varje blad har relativt lågt förhållande mellan tjocklek (T) och korda (C), såsom visas av blad- sektionen i fig. 7. Så är exempelvis T/C mindre än 0,14 vid blad- navet och omkring 0,02 vid spetsen.Other properties of the blades of the propellers 54 and 56 are best shown in Figs. 4 and 7. Each blade is swept back toward the tip. Such sweeping reduces the relative Machtal of the tip, reducing 12,462,660 losses at March-Machtal by more than 0.6. Each blade is further rotated from base to tip to provide proper cord orientation for increased blade speed with increased radius. Each blade has a relatively low ratio of thickness (T) to chord (C), as shown by the blade section in Fig. 7. For example, the T / C is less than 0.14 at the blade hub and about 0.02 at the tip .

Användningen av två propellrar i stället för en medger användning av propellrar med mindre diameter. Vid marschhastigheter för flygplan av omkring Mach 0,7 till omkring Mach 0,8 kommer exem- pelvis två propellrar med omkring 3,6 m diameter och rotationshas- tighet.av omkring 1200 r/min att alstra samma drivkraft som en enda propeller med omkring 4,8 m vid en rotationshastighet av omkring 900 r/min. Den reducerade diametern resulterar i minskade propel- lerhastigheter och minskat buller.The use of two propellers instead of one allows the use of smaller diameter propellers. At aircraft cruising speeds of about Mach 0.7 to about Mach 0.8, for example, two propellers with about 3.6 m diameter and rotational speed of about 1200 rpm will generate the same propulsion as a single propeller with about 4.8 m at a rotational speed of about 900 rpm. The reduced diameter results in reduced propeller speeds and reduced noise.

Med motorn 10 utförd med en kraftturbin med omkring 14 steg är det även fördelaktigt att R1/R4, R2/R4 och R3/R4 är lika med omkring 0,18, 0,35 resp. 0,45. Emellertid kan antalet steg i lågtrycksturbinen 36 vara mellan omkring 10 och omkring 18 steg och R1/R4, R2/R4 och R3/R4 kan vara i området mellan omkring 0,2 till 0,16, 0,4 till 0,3 resp. 0,5 till 0,4. Dessa förhållanden är före- dragna genom att därmed motorn 10 kan driva de motroterande pro- pellrarna 54 och 56 vid varvtal omkring 1200 r/min.With the engine 10 equipped with a power turbine of about 14 steps, it is also advantageous that R1 / R4, R2 / R4 and R3 / R4 are equal to about 0.18, 0.35 and 0.45. However, the number of stages in the low pressure turbine 36 may be between about 10 and about 18 stages and R1 / R4, R2 / R4 and R3 / R4 may be in the range between about 0.2 to 0.16, 0.4 to 0.3 and 0.3, respectively. 0.5 to 0.4. These conditions are preferred in that the motor 10 can thus drive the counter-rotating propellers 54 and 56 at speeds of around 1200 rpm.

Utföringsformen av motorn 10 enligt fig. 1 medför ytterligare fördelar. Genom montage av propellrarna 54 och 56 vid motorns 10 bakände är exempelvis ett ringformigt inloppsområde 62 hos motorn relativt fritt från strömningsstörande hinder. Inloppsområdet 62 och en ringformig gondol 64, som omger motorn 10, kan sålunda ut- formas på lämpligt sätt för att uppnå förbättrat aerodynamiskt upp- förande hos luft, som införs i motorn 10 samt strömmar över denna.The embodiment of the motor 10 according to Fig. 1 entails further advantages. By mounting the propellers 54 and 56 at the rear end of the engine 10, for example, an annular inlet area 62 of the engine is relatively free from flow disturbing obstacles. The inlet area 62 and an annular gondola 64 surrounding the engine 10 can thus be suitably designed to achieve improved aerodynamic behavior of air introduced into the engine 10 and flowing over it.

Den ringformiga gondolen 64 bidrar till motorns 10 överfö- ringsverkningsgrad. Gondolen 64 bildar en yttre kontur, som inne- fattar fram-, bak- och mellanpartier 120, 122 resp. 124. Den yttre konturen är den enda yta som avgränsar flödesbanan av luft till propellrarna 54 och 56. Frampartiet 120 avgränsar ett inlopp för inloppsområdet 62, vilket är optimalt utformat för gasgeneratorn 16, utan att man behöver ta hänsyn till strömningsstörande hinder.The annular gondola 64 contributes to the transmission efficiency of the engine 10. The gondola 64 forms an outer contour, which comprises front, rear and intermediate portions 120, 122, respectively. 124. The outer contour is the only surface defining the flow path of air to the propellers 54 and 56. The front portion 120 defines an inlet for the inlet area 62, which is optimally designed for the gas generator 16, without having to take into account flow disturbing obstacles.

Bakpartiet 124 bildar en aerodynamiskt slät övergång till den främ- re roterbara gondolringen 126. Mellanpartiet 122 begränsar kåpans maximiradie R5, vilken är större än navradien R3 hos propellern 54 (R3 är även radien hos den främre roterbara gondolringen 126). Med ” 462 660 R5 större än R3, kommer flöde över gondolen 64 att spridas när det passerar mellanpartiet 122, varigenom lufthastigheten nära propel- lerns 54 nav reduceras. Detta reducerar förluster och förbättrar propellerns verkningsgrad.The rear portion 124 forms an aerodynamically smooth transition to the front rotatable gondola ring 126. The intermediate portion 122 defines the maximum radius R5 of the housing, which is larger than the hub radius R3 of the propeller 54 (R3 is also the radius of the front rotatable gondola ring 126). With ”462 660 R5 larger than R3, flow over the gondola 64 will be distributed as it passes the intermediate portion 122, thereby reducing the air velocity near the hub of the propeller 54. This reduces losses and improves the efficiency of the propeller.

I fig. 2 visas ett flygplan 66, vilket innefattar två motorer , som driver motroterande propellrar, såsom den som visas i fig. 1, vilka är monterade vid en bakände av flygplanet 66. Bakmonterade propellermotorer 10 enligt föreliggande uppfinning är i stånd att åt flygplanet 66 ge förbättrade prestanda och bränsleåtgång. Vidare har motorerna 10 reducerad vikt, jämfört med en konventionell turbopropmotor, som är dimensionerad för identiskt lika utgående drivkraft. Minskat propellerbuller kan uppnås, vilket medger en reduktion av mängden ljuddämpningsmodifikationer på flygplanet och sålunda ytterligare minskar flygplanets totalvikt.Fig. 2 shows an aircraft 66, which comprises two engines driving counter-rotating propellers, such as that shown in Fig. 1, which are mounted at a rear end of the aircraft 66. Rear-mounted propeller engines 10 according to the present invention are capable of feeding the aircraft 66 provide improved performance and fuel consumption. Furthermore, the engines 10 have reduced weight, compared to a conventional turboprop engine, which is dimensioned for identical output power. Reduced propeller noise can be achieved, which allows a reduction in the amount of sound attenuation modifications on the aircraft and thus further reduces the overall weight of the aircraft.

I fig. 3 visas ett alternativt arrangemang för montage av motorer 10 med motroterande propellrar, såsom den i fig. 1 visade, på en flygplansvinge. Vid denna utföringsform är motorns 10 nav- organ 34 förlängt i riktning bakåt och på lämpligt sätt monterat på vingen 68. En stationär, ringformig utloppskanal 70 är på lämpligt sätt fäst vid navorganet 34 för att på lämpligt sätt leda motorns avgaser exempelvis under vingen 68. Den i fig. 3 visade utfö- ringsformen av motorn 10 illustrerar tydligt en väsentlig fördel hos motorns 10 stödorgan 30. Närmare bestämt är stödorganet 30 icke blott avsett för att fästa lågtrycksturbínen 36 i motorn 10 utan även för att fästa hela motorn 10 vid en flygplansvinge 68.Fig. 3 shows an alternative arrangement for mounting engines 10 with counter-rotating propellers, such as that shown in Fig. 1, on an aircraft wing. In this embodiment, the hub means 34 of the engine 10 is extended in the rearward direction and suitably mounted on the wing 68. A stationary annular outlet duct 70 is suitably attached to the hub member 34 to suitably guide the engine exhaust gases, for example under the wing 68. The embodiment of the engine 10 shown in Fig. 3 clearly illustrates a significant advantage of the engine 10 support means 30. More specifically, the support member 30 is not only intended to attach the low pressure turbine 36 to the engine 10 but also to attach the entire engine 10 to an aircraft wing. 68.

I fig. 4-7 visas en mer detaljerad sektion av en gasturbin enligt en utföringsform av föreliggande uppfinning. Motorn 10 innefattar en gasgenerator 16 för att alstra förbränningsgaser.Figures 4-7 show a more detailed section of a gas turbine according to an embodiment of the present invention. The engine 10 includes a gas generator 16 for generating combustion gases.

Detaljer av gasgeneratorn 16 visas i fig. 5, varvid liknande delar som i fig. 1 erhållit samma hänvisningsbeteckningar.Details of the gas generator 16 are shown in Fig. 5, with similar parts as in Fig. 1 receiving the same reference numerals.

Motorn 10 innefattar vidare anordningar för att effektivt överföra förbränningsgasernas energi till en nettodrivkraft, inne- fattande lågtrycksturbínen 36, främre och bakre, motroterande propellrar 54 resp. 56 och en ringformig kåpa 64.The engine 10 further includes means for efficiently transferring the energy of the combustion gases to a net driving force, including the low pressure turbine 36, front and rear, counter-rotating propellers 54 and 54, respectively. 56 and an annular cover 64.

Kraftturbinen eller lågtrycksturbínen 36 visas mer detaljerat i fig. 6, varvid liknande delar som i fig. 1 erhållit samma siffer- beteckningar. Ehuru i princip densamma som lågtrycksturbínen 36 i fig. 1, innefattar lågtrycksturbínen 36 i fig. 6 ett flertal olika detaljer. Dessa innefattar ett flertal inloppsledskenor 49a belägna axiellt framför de första och andra skovelraderna 46 och 50. Lika- 462 660 14 ledes är utloppsledskenor 49b anbragta axiellt bakom skovelraderna 46 och 50. Inloppsledskenorna 49a är avsedda att bibringa förbrän- ningsgaserna en perifer virvelrörelse, medan utloppsledskenorna 49b är avsedda att avlägsna väsentligen all perifer virvelrörelse från genomströmmande gaser. På detta sätt kan mer arbete effektivt uttas från de främre och bakersta skovelraderna i lågtrycksturbinen 36, f varigenom dess verkningsgrad förbättras.The power turbine or low pressure turbine 36 is shown in more detail in Fig. 6, with similar parts as in Fig. 1 receiving the same numerals. Although in principle the same as the low pressure turbine 36 in Fig. 1, the low pressure turbine 36 in Fig. 6 comprises a number of different details. These comprise a plurality of inlet guide rails 49a located axially in front of the first and second vane rows 46 and 50. Likewise, outlet guide rails 49b are arranged axially behind the vane rows 46 and 50. The inlet guide rails 49a are intended to provide the combustion vents 49b are intended to remove substantially all peripheral vortex motion from flowing gases. In this way, more work can be efficiently taken from the front and rear rows of vanes in the low pressure turbine 36, thereby improving its efficiency.

Bladen hos de bakre och främre, motroterande propellrarna 56 och 54 är fästade vid första och andra roterbara gondolringar 128 och 126 vid första och andra radier R6 resp. R7. Radierna R6 och R7 motsvarar propellrarnas 56 resp. 54 navradier. Bakpropellern 56 är direkt kopplad till och driven av den första rotorn 38 och fram- propellern 54 är direkt kopplad till och driven av den andra rotorn 48. Ringformiga gondolringar 126 och 128 bildar de enda ytor som styr luftströmmen i området för propellerbladen.The blades of the rear and front counter-rotating propellers 56 and 54 are attached to the first and second rotatable gondola rings 128 and 126 at the first and second radii R6, respectively. R7. The radii R6 and R7 correspond to those of the propellers 56 and 56, respectively. 54 navradier. The rear propeller 56 is directly connected to and driven by the first rotor 38 and the front propeller 54 is directly connected to and driven by the second rotor 48. Annular gondola rings 126 and 128 form the only surfaces that control the air flow in the area of the propeller blades.

De motroterande propellrarna 54 och 56 är anbragta utanför lågtrycksturbinen 36. I en föredragen utföringsform är frampropel- lern 54 och bakpropellern 56 vardera axiellt belägen mellan lågtrycksturbinens 36 fram- och bakändar. På detta sätt uppnås förbättrad dynamisk stabilitet hos motorn.The counter-rotating propellers 54 and 56 are located outside the low pressure turbine 36. In a preferred embodiment, the front propeller 54 and the rear propeller 56 are each axially located between the front and rear ends of the low pressure turbine 36. In this way, improved dynamic stability of the engine is achieved.

Framför lågtrycksturbinen 36 är ett flertal stagorgan 32 belägna, som sträcker sig radiellt inåt genom flödesbanan och är fästade vid sina radiellt inre ändar vid det ringformiga navorganet 34. På detta sätt har stagorganen 32 till uppgift att både stödja navorganet 34 och leda förbränningsgaser från gasgeneratorn till lågtrycksturbinen 36.In front of the low pressure turbine 36 are located a plurality of strut means 32, which extend radially inwards through the flow path and are attached at their radially inner ends to the annular hub means 34. In this way the strut means 32 have the task of both supporting the hub means 34 and directing combustion gases from the gas generator to low pressure turbine 36.

Den första, ringformiga trumrotorn 38 innefattar radiellt inâtskjutande bärorgan 130, 132 och 134. Vart och ett av bärorganen 130, 132 och 134 är väsentligen koniskt utformat, med de radiellt inre ändarna av organen 130 och 132 förbundna av ett allmänt cylindriskt bärorgan 136. Rotorn 38 är roterbart monterad på nav- organet 34 med rullager 138 och axiallager 139. Rullagret 138 är beläget väsentligen i lågtrycksturbinens 36 framparti vid förbin- delsen mellan bärorganen 130 och 136. Axiallagret 139 är beläget i lågtrycksturbinens 36 bakparti och vid den radiellt inre änden av bärorganet 134. Navorganet 34 är försett med ett väsentligen cylindriskt främre navparti 34a och ett väsentligen cylindriskt bakparti 34b, som sträcker sig radiellt från navorganet 34 invid lagren 138 resp. 139. På detta sätt bildar navorganet 34 förbättrat ') stöd för rotorn 38.The first annular drum rotor 38 includes radially projecting support members 130, 132 and 134. Each of the support members 130, 132 and 134 is substantially conically shaped, with the radially inner ends of the members 130 and 132 connected by a generally cylindrical support member 136. The rotor 38 is rotatably mounted on the hub member 34 with roller bearings 138 and thrust bearings 139. The roller bearing 138 is located substantially in the front portion of the low pressure turbine 36 at the connection between the support members 130 and 136. The thrust bearing 139 is located in the rear of the low pressure turbine 36 and at the radially inner end. the support member 134. The hub member 34 is provided with a substantially cylindrical front hub portion 34a and a substantially cylindrical rear portion 34b, which extends radially from the hub member 34 adjacent the bearings 138 and 138, respectively. 139. In this way, the hub member 34 forms an improved support for the rotor 38.

“S 462 een Den andra rotorn 48 innefattar väsentligen koniska bärorgan 140 och 142. Rotorn 48 stödjes på rotorns 38 bärorgan 136 med differentialaxiallager 144 och differentialrullager 146. Differen- tialaxiallagret 144 är anbragt vid bärorganets 140 radiellt inre ände och differentialrullagret 146 är beläget vid bärorganets 142 radiellt inre ände.The second rotor 48 comprises substantially conical support members 140 and 142. The rotor 48 is supported on the support member 136 of the rotor 38 by differential thrust bearings 144 and differential roller bearings 146. The differential axial bearing 144 is located at the radially inner end of the support member 140 and the differential roller bearing 146 is located at the support member 142 radially inner end.

I drift kommer rotorn 38 att rotera kring det ringformiga navorganet 34 i en första riktning. Samtidigt kommer rotorn 48 att rotera i motsatt riktning. Genom användningen av differentiallagren 144 och 146 hålls rotorn 48 på axiellt och radiellt avstånd från den första rotorn 38 under det att den samtidigt är motroterbar med denna.In operation, the rotor 38 will rotate about the annular hub member 34 in a first direction. At the same time, the rotor 48 will rotate in the opposite direction. By using the differential bearings 144 and 146, the rotor 48 is kept at an axial and radial distance from the first rotor 38 while at the same time being counter-rotatable therewith.

Fig. 6 visar vidare en mekanism 150 för ändring av stigning- en. Denna mekanism visas och beskrivs mer fullständigt i den ameri- kanska patentansökan 647,283.Fig. 6 further shows a mechanism 150 for changing the pitch. This mechanism is shown and more fully described in U.S. Patent Application 647,283.

Ehuru ovan beskrivits det som anses vara föredragna utfö- ringsformer av föreliggande uppfinning, torde andra utföringsformer inses av en fackman på området.Although described above are what are considered to be preferred embodiments of the present invention, other embodiments will be appreciated by one skilled in the art.

Exempelvis kan gasgeneratorn 16 i fig. 1 även användas utan en tillsatskompressor 18 och mellantrycksturbinen 26 kan även an- vändas för att alstra förbränningsgaser. Emedan den motroterande lågtrycksturbinen 36 är avsedd att åstadkomma relativt stor ut- effekt och stort vridmoment vid låga varvtal, kan dessutom gastur- binmotorer med sådana lågtrycksturbiner användas för drift av far- tyg, generatorer, stora pumpar exempelvis, vilka kan konstrueras för att ha motroterande ingångsaxlar, som på lämpligt sätt är fäs- tade vid de första och andra rotorerna 38 och 48 hos lågtrycks- turbinen 36.For example, the gas generator 16 in Fig. 1 can also be used without an auxiliary compressor 18 and the intermediate pressure turbine 26 can also be used to generate combustion gases. In addition, since the counter-rotating low-pressure turbine 36 is intended to provide relatively large output power and high torque at low speeds, gas turbine engines with such low-pressure turbines can be used to operate vessels, generators, large pumps, for example, which can be designed to have counter-rotating input shafts suitably attached to the first and second rotors 38 and 48 of the low pressure turbine 36.

Ehuru uppfinningen har beskrivits såsom tillämpad vid en motor med 15 000 axelhkr, kan den även dimensioneras för andra motorklasser. I exempelvis en mindre motor med 1500 axelhkr, som driver kortare propellrar 54 och 56, skulle högtrycksturbinen kunna konstrueras för att arbeta vid omkring 30 000 r/min. Den första rotorn 38 och den andra rotorn 48 i lågtrycksturbinen 36 i fig. 1 skulle motsvarande konstrueras för att arbeta vid omkring en 10 till 1 varvtalsreduktion, dvs vid omkring 3 000 r/min. Propellrarna 54 och 56 har, även om de arbetar vid omkring 3 000 r/min, reduce- rade spetsradier R4 och därför kan spiralspetshastigheterna hållas under överljudshastigheter.Although the invention has been described as being applied to an engine with 15,000 axles, it can also be dimensioned for other engine classes. In a smaller engine with 1500 axle hp, for example, which drives shorter propellers 54 and 56, the high-pressure turbine could be designed to operate at around 30,000 rpm. The first rotor 38 and the second rotor 48 in the low pressure turbine 36 in Fig. 1 would similarly be designed to operate at about a 10 to 1 speed reduction, i.e. at about 3,000 rpm. The propellers 54 and 56, although operating at about 3,000 rpm, have reduced tip radii R4 and therefore the spiral tip speeds can be kept below supersonic speeds.

Claims

462 a “Claim.

A gas turbine engine having a gas generator (16) arranged to generate combustion gases and a power turbine (36) comprising a first rotor (38) having a plurality of first turbine blades (46) extending radially therefrom, and a second rotor ( 48) with a plurality of second turbine blades (50) extending radially inwardly from it, which first and second rotors (38, 48) are arranged to define inner and external flow path surfaces (38a, 48a) for the combustion gases flowing through the power turbine (36), which is arranged to receive the combustion gases and extract substantially all output from them for the purpose of driving the first and second rotors in opposite directions, and first and second counter-rotating propellers (54,56), each with a plurality of blades, which are attached to the first resp. second, rotatable gondola rings (1226,128), which first and second propellers are directly connected to and driven by the first resp. the other rotors (38,48) and arranged radially outside the power turbine (36), characterized in that each of the blades has a thickness to chord ratio of less than 0.14 at the hub, and that an annular gondola (64), which is arranged radially outside the gas generator (16), forms an outer contour with front, middle and rear portions (120, 122, 124), the intermediate portion (122) having the maximum radius of the gondola, which is larger than each of the radii of rotatable gondola rings (l26,128).

A gas turbine engine having a gas generator (16) arranged to generate combustion gases and a power turbine (36) comprising a first rotor (38) having a plurality of first turbine vane rows (46) extending radially therefrom, and a second rotor ( 48) with a plurality of second rows of turbine blades (50) extending radially inwards from it, which first and second rotors (38, 48) are arranged to delimit the inner resp. external flow path surfaces (38a, 48a) for the combustion gases flowing through the power turbine (36), which is arranged to receive the combustion gases and extract substantially all the output power therefrom for the purpose of driving the first and second rotors in opposite directions, and first and second counter-rotating propellers (54,56), each having a plurality of blades, which are attached to the first resp. second, rotatable gondola rings (1226,128), which first and second propellers are directly connected to and driven by the first resp. the other rotors (38, 48) and arranged radially outside the power turbine (36), characterized in that an annular gondola (64), which is arranged radially outside the gas generator (16), forms an outer contour, which is the only surface which limits the flow path of air to the propellers and has front, middle and rear portions (120, 122, 124), the intermediate portion (122) having the maximum radius of the gondola, which is larger '* 462 een than each of the the radii of the rotatable gondola rings (126,128), and that a plurality of inlet guide rails (49a) are located axially in front of the first and second vane rows (46,50) and are arranged to impart to the combustion gases a circumferentially directed vortex movement, and a plurality of outlet guide rails (49). are located axially behind the first and second rows of vanes (46, 50) are arranged to remove substantially all circumferentially directed vortex motion from the flowing gases.

Gas turbine engine according to claim 2, characterized in that a seal (53) is arranged between an annular housing (14) arranged peripherally around the gas generator and the second rotor (48) for reducing the flow of combustion gases therein.

A gas turbine engine according to any one of claims 2 or 1, characterized in that the ratio between thickness and chord of the propeller blades (54,56) is less than 0.14 at the hub and about 0.02 at the blade tip.

A gas turbine engine having a gas generator (16) arranged to generate combustion gases and a power turbine (36) comprising a first rotor (38) having a plurality of first turbine vane rows (46) extending radially therefrom, and a second rotor ( 48) with a plurality of second rows of turbine blades (50) extending radially inwards from it, which first and second rotors (38, 48) are arranged to delimit the inner resp. external flow path surfaces (38a, 48a) for the combustion gases flowing through the power turbine (36), which is arranged to receive the combustion gases and extract substantially all the output power therefrom for the purpose of driving the first and second rotors in opposite directions, and first and second counter-rotating propellers (54,56), each having a plurality of blades, which are attached to the first resp. second, rotatable gondola rings (126,128), are directly connected to and driven by the first resp. the other rotors (38, 48) and arranged radially outside the power turbine (36), characterized in that an annular gondola (64), which is arranged radially outside the gas generator (16), forms an outer contour, which is the only surface delimiting the flow path for air to the propellers and has front, middle and rear portions (120, 122, 124), the intermediate portion (122) having the maximum radius of the gondola, which is greater than each of the radii of the rotatable gondola rings (120,128), a seal (53) is disposed between an annular housing (14) arranged peripherally around the gas generator and the second rotor (48) to reduce the flow of combustion gases therethrough, and the ratio of thickness to chord of the propeller blades (54,56) is less than 0.14 at the hub. 18 '462 660

Gas turbine engine according to claim 5, characterized in that the power turbine (36) comprises a four inlet rails (49a) located axially in front of the first and second rows of shovels (46, 50), in which inlet guide rails are arranged to provide the combustion gases a circumferentially directed vortex tube, and a fourth outlet rails (49b) located axially behind the first and second vane rows (46, 50), several outlet rails being arranged to disengage substantially circumferentially along the circumferential axis. the gases.