BR102012028942A2 - motor de turbina a gás - Google Patents

Abstract

motor de turbina a gás. a presente inven$o se refere a um motor de turbina a gás que inclui um eixo do conjunto compressor-turbina ao longo de um eixo da linha e centro do motor que aciona um trem de engrenagem.

Description

“MOTOR DE TURBINA A GÁS” FUNDAMENTOS DA INVENÇÃO A presente invenção se refere a um motor de turbina a gás e, mais particularmente, a uma configuração de montagem do motor para a montagem de um motor de turbina a gás de turborreator em um pilone de aeronave.

Um motor de turbina a gás pode ser montado em vários pontos em uma aeronave, tal como um pilone integrado com uma estrutura da aeronave. Uma configuração de montagem do motor garante a transmissão de cargas entre o motor e a estrutura da aeronave. As cargas tipicamente incluem o peso do motor, empuxo, cargas laterais aerodinâmicas, e torque rotativo em tomo do eixo geométrico do motor. A configuração de montagem do motor tem também que absorver as deformações às quais o motor é submetido durante diferentes fases do voo e as variações dimensionais por causa da expansão e contração térmica.

Uma configuração convencional de montagem do motor inclui um pilone com uma montagem dianteira e uma montagem traseira com articulações de empuxo relativamente longas que estendem-se para a frente da montagem traseira até a estrutura da caixa intermediária do motor. Embora efetivo, uma desvantagem deste arranjo de montagem tipo convencional são as "cargas de perfuração" relativamente grandes nas caixas do motor pelas articulações de empuxo que reagem ao empuxo do motor e acoplam o empuxo no pilone. Essas cargas tendem distorcer a caixa intermediária e as caixas do compressor de baixa pressão (LPC). A distorção pode fazer com que as folgas entre as caixas estáticas e as pontas das pás rotativas aumentem, o que pode afetar negativamente o desempenho do motor e aumentar o consumo de combustível.

SUMÁRIO

Um motor de turbina a gás de acordo com um aspecto exemplar da presente invenção inclui uma nacela interna definida em tomo de um eixo geométrico de linha de centro do motor, uma nacela da ventoinha montada pelo menos parcialmente em tomo da nacela interna de forma a definir um trajeto de fluxo de ar de desvio da ventoinha para um fluxo de ar de desvio da ventoinha, um trem de engrenagem definido ao longo de um eixo geométrico de linha de centro do motor, o trem de engrenagem define uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a cerca de 2,3, um eixo do conjunto compressor-turbina ao longo do eixo geométrico de linha de centro do motor que aciona o trem de engrenagem, o eixo do conjunto compressor-turbina inclui uma turbina de baixa pressão de três a seis (3-6) estágios, e um bocal de área variável da ventoinha axialmente móvel em relação à nacela da ventoinha para variar a área de saída do bocal da ventoinha e ajustar a razão de pressão do fluxo de ar de desvio da ventoinha durante a operação do motor.

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, o eixo do conjunto compressor-turbina pode ser um eixo do conjunto compressor-turbina inferior.

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer uma das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, a turbina de baixa pressão pode definir uma razão de pressão que é maior que cerca de cinco (5). Adicionalmente, ou altemativamente, a turbina de baixa pressão pode definir uma razão de pressão que é maior que cinco (5).

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer uma das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, o fluxo de desvio pode definir uma razão de desvio maior que cerca de dez (10). Adicionalmente, ou altemativamente, o fluxo de desvio pode definir uma razão de desvio maior que dez (10).

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, o trem de engrenagem pode definir uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a cerca de 2,5. Adicionalmente, ou altemativamente, o trem de engrenagem pode definir uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a 2,5.

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, o motor pode adicionalmente incluir um controlador operável para controlar o bocal de área variável da ventoinha para variar a área de saída do bocal da ventoinha e ajustar a razão de pressão do fluxo de ar de desvio da ventoinha.

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, o controlador pode ser operável para reduzir a área de saída do bocal da ventoinha em uma condição de voo de cruzeiro. Adicionalmente, ou altemativamente, o controlador pode ser operável para controlar a área de saída do bocal da ventoinha para reduzir a instabilidade da ventoinha.

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, o bocal de área variável da ventoinha pode definir uma borda de fuga da nacela da ventoinha.

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, o trem de engrenagem pode acionar uma ventoinha dentro da nacela da ventoinha.

Um motor de turbina a gás de acordo com um outro aspecto exemplar da presente invenção inclui um trem de engrenagem definido ao longo de um eixo geométrico de linha de centro do motor, o trem de engrenagem define uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a cerca de 2,3, e um eixo do conjunto compressor-turbina ao longo do eixo geométrico de linha de centro do motor que aciona o trem de engrenagem, o eixo do conjunto compressor-turbina inclui uma turbina de baixa pressão de três a seis (3-5).

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, a turbina de baixa pressão pode ser uma turbina de baixa pressão de três (3) estágios. Adicionalmente, ou altemativamente, a turbina de baixa pressão pode ser uma turbina de baixa pressão de cinco (5) ou seis (6) estágios.

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, a turbina de baixa pressão pode definir uma razão de pressão que é maior que cerca de cinco (5). Adicionalmente, ou altemativamente, o fluxo de desvio pode definir uma razão de desvio maior que cerca de dez (10).

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, o trem de engrenagem pode definir uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a cerca de 2,5.

Em uma modalidade não limitante adicional de qualquer das modalidades de motor de turbina a gás anteriores, a turbina de baixa pressão pode definir uma razão de pressão que é maior que cinco (5), o fluxo de desvio define uma razão de desvio maior que dez (10), e o trem de engrenagem define uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a 2,5. BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS Os vários recursos e vantagens desta invenção ficarão aparentes aos versados na técnica a partir da descrição detalhada seguinte da modalidade atualmente revelada. Os desenhos anexos à descrição detalhada podem ser resumidamente descritos da seguinte maneira: A figura IA é uma vista seccional esquemática geral de um motor de turbina a gás ao longo do eixo geométrico longitudinal do motor; A figura 1B é uma vista seccional geral de um motor de turbina a gás ao longo do eixo geométrico longitudinal do motor ilustrando um arranjo da caixa da estrutura estática do motor na sua metade inferior; A figura 1C é uma vista lateral de um sistema de montagem ilustrando uma montagem traseira anexada através de uma caixa de empuxo do motor em uma armação da turbina intermediária entre um primeiro e segundo mancais suportados por ela; A figura 1D é uma vista em perspectiva dianteira de um sistema de montagem ilustrando uma montagem traseira anexada através de uma caixa de empuxo do motor em uma armação da turbina intermediária entre um primeiro e segundo mancais suportados por ela; A figura 2A é uma vista de topo de um sistema de montagem de motor; A figura 2B é uma vista lateral de um sistema de montagem de motor em um sistema de nacela; A figura 2C é uma vista em perspectiva dianteira de um sistema de montagem de motor em um sistema de nacela; A figura 3 é uma vista lateral de um sistema de montagem de motor em uma outra montagem dianteira; A figura 4A é uma vista em perspectiva traseira de uma montagem traseira; A figura 4B é uma vista traseira de uma montagem traseira da figura 4 A; A figura 4C é uma vista frontal da montagem traseira da figura 4A; A figura 4D é uma vista lateral da montagem traseira da figura 4A; A figura 4E é uma vista de topo da montagem traseira da figura 4A; A figura 5A é uma vista lateral da montagem traseira da figura 4A em uma primeira posição de deslizamento; e A figura 5B é uma vista lateral da montagem traseira da figura 4Α em uma segunda posição de deslizamento.

DESCRIÇÃO DETALHADA DA MODALIDADE REVELADA A figura 1A ilustra uma vista esquemática fragmentada parcial geral de um motor de turborreator a gás 10 suspenso por um pilone do motor 12 em um conjunto da nacela do motor N como é típico de uma aeronave projetada para operação subsônica. O motor de turborreator 10 inclui um motor interno em uma nacela interna C que aloja um eixo do conjunto compressor-turbina inferior 14 e eixo do conjunto compressor-turbina superior 24. O eixo do conjunto compressor-turbina inferior 14 inclui um compressor de baixa pressão 16 e turbina de baixa pressão 18. O eixo do conjunto compressor-turbina inferior 14 aciona uma seção de ventoinha 20 conectada no eixo do conjunto compressor-turbina inferior 14 tanto diretamente quanto através de um trem de engrenagem 25. O eixo do conjunto compressor-turbina superior 24 inclui um compressor de alta pressão 26 e turbina de alta pressão 28. Um combustor 30 é arranjado entre o compressor de alta pressão 26 e a turbina de alta pressão 28. Os eixos do conjunto compressor-turbina superior e inferior 14, 24 giram em tomo de um eixo geométrico de rotação do motor A. O motor 10 em uma modalidade não limitante é um motor de aeronave de arquitetura a base de engrenagem de alto desvio. Em uma modalidade não limitante revelada, a razão de desvio do motor 10 é maior que cerca de seis (6), com uma modalidade exemplar sendo maior que dez (10), o trem de engrenagem 25 é um trem de engrenagem epicíclica tal como um sistema de engrenagem planetária ou outro sistema de engrenagem com uma razão de redução de engrenagem maior que cerca de 2,3 e a turbina de baixa pressão 18 tem uma razão de pressão que é maior que cerca de 5. Em uma modalidade revelada, a razão de desvio do motor 10 é maior que cerca de dez (10:1), o diâmetro do turborreator é significativamente maior que o do compressor de baixa pressão 16, e a turbina de baixa pressão 18 tem uma razão de pressão que é maior que cerca de 5:1. O trem de engrenagem 25 pode ser um trem de engrenagem epicíclica tal como um sistema de engrenagem planetária ou outro sistema de engrenagem com uma razão de redução de engrenagem maior que cerca de 2,5:1. Entretanto, deve-se entender que os parâmetros citados são somente exemplares de uma modalidade de um motor de arquitetura a base de engrenagem e que a presente invenção é aplicável a outros motores de turbina a gás, incluindo turborreatores de acionamento direto. O fluxo de ar entra na nacela da ventoinha F que envolve pelo menos parcialmente a nacela interna C. A seção da ventoinha 20 comunica fluxo de ar da nacela interna C ao compressor de baixa pressão 16. O fluxo de ar interno comprimido pelo compressor de baixa pressão 16 e o compressor de alta pressão 26 é misturado com o combustível no combustor 30, onde é inflamado e queimado. Os produtos do combustor de alta pressão resultantes são expandidos através da turbina de alta pressão 28 e da turbina de baixa pressão 18. As turbinas 28, 18 são acopladas rotacionalmente nos compressores 26, 16, respectivamente, para acionar os compressores 26, 16 em resposta à expansão do produto do combustor. A turbina de baixa pressão 18 também aciona a seção de ventoinha 20 através do trem de engrenagem 25. Uma exaustão do motor interno E sai da nacela interna C através de um bocal interno 43 definido entre a nacela interna C e um cone da cauda 33.

Com referência à figura 1B, a turbina de baixa pressão 18 inclui um baixo número de estágios, que, na modalidade não limitante ilustrada, inclui três estágios da turbina, 18A, 18B, 18C. O trem de engrenagem 22 efetua operacionalmente o número significativamente reduzido de estágios na turbina de baixa pressão 18. Os três estágios da turbina, 18A, 18B, 18C favorecem uma arquitetura do motor leve e operacionalmente eficiente. Deve-se perceber que um baixo número de estágios contempla, por exemplo, três a seis estágios. A razão de pressão da turbina de baixa pressão 18 é a pressão medida antes da entrada da turbina de baixa pressão 18 em relação à pressão na saída da turbina de baixa pressão 18 antes do bocal de exaustão. O empuxo é uma função da densidade, velocidade e área. Um ou mais desses parâmetros podem ser manipulados para variar a quantidade e direção de empuxo provido pelo fluxo de desvio B. O Bocal da ventoinha de Área Variável (“VAFN”) 42 opera para variar efetivamente a área da área de saída do bocal da ventoinha 44 para ajustar seletivamente a razão de pressão do fluxo de desvio B em resposta a um controlador C. Turborreatores de baixa razão de pressão são desejáveis pela sua alta eficiência propulsora. Entretanto, ventoinhas de baixa razão de pressão podem ser inerentemente suscetíveis a problemas de estabilidade/vibração da ventoinha a baixa potência e baixas velocidades de voo, O VAFN 42 permite que o motor mude para uma linha operacional da ventoinha mais favorável a uma baixa potência, evitando a região de instabilidade, e ainda fornece a área do bocal relativamente menor necessária para obter uma linha operacional da ventoinha de alta eficiência em cruzeiro.

Uma quantidade significante de empuxo é provida pelo fluxo de desvio B por causa da alta razão de desvio. A seção da ventoinha 20 do motor 10 é projetada para uma condição de voo particular - tipicamente cruzeiro a cerca de 0,8 Mach e cerca de 35.000 pés (10.668 metros). A condição de voo de 0,8 Mach e 35.000 pés (10.668 metros), com o motor no seu melhor consumo de combustível - também conhecido como “Consumo Específico de Combustível do Motor em cruzeiro (‘TSFC’)” - é o parâmetro padrão da indústria de lbm de combustível que está sendo queimado dividido por lbf (1 lbf = 0,45 kgf) de empuxo que o motor produz nesse ponto mínimo. “Baixa razão de pressão da ventoinha” é a razão de pressão através da pá da ventoinha sozinha, sem o sistema de Pá de Guia de Saída da ventoinha (“FEGV”) 36. A baixa razão de pressão da ventoinha revelada aqui de acordo com uma modalidade não limitante é menos que cerca de 1,45. “Baixa velocidade de ponta do ventilado corrigida” é a real velocidade da ponta da ventoinha em pés/s (1 pé/s = 30,5 cm/s) dividida por uma correção de temperatura padrão da indústria de [(Tambient graus R)/518,7)A0,5]. A “baixa velocidade da ponta da ventoinha corrigida” aqui revelada de acordo com uma modalidade não limitante é menos que cerca de 1.150 pés/segundo (350 m/s).

Como as pás da ventoinha na seção 1 ventoinha 20 são eficientemente projetadas em um ângulo de decalagem fixo particular para uma condição de cruzeiro eficiente, o VAFN 42 é operado para variar efetivamente a área de saída do bocal da ventoinha 44 para ajustar o fluxo de ar de desvio da ventoinha de maneira tal que o ângulo de ataque ou incidência nas pás da ventoinha seja mantido próximo da incidência de projeto para operação eficiente do motor em outras condições de voo, tais como aterrissagem e decolagem para assim prover operação otimizada do motor em uma faixa de condições de voo com relação ao desempenho e outros parâmetros operacionais, tais como níveis de ruído. A estrutura estática do motor 44 geralmente tem subestruturas incluindo uma estrutura da caixa geralmente referida como espinha dorsal do motor. A estrutura estática do motor 44 geralmente inclui uma caixa da ventoinha 46, uma caixa intermediária (IMC) 48, uma caixa do compressor de alta pressão 50, uma caixa do combustor 52A, uma caixa da turbina de alta pressão 52B, uma caixa de empuxo 52C, uma caixa da turbina de baixa pressão 54, e uma caixa da exaustão da turbina 56 (figura 1B). Altemativamente, a caixa do combustor 52A, a caixa da turbina de alta pressão 52B e a caixa de empuxo 52C podem ser combinadas em uma única caixa. Deve-se entender que isto é uma configuração exemplar e qualquer número de caixas pode ser utilizado. A seção de ventoinha 20 inclui um rotor da ventoinha 32 com uma pluralidade de pás da ventoinha circunferencialmente espaçadas estendendo-se radialmente para fora 34. As pás da ventoinha 34 são envoltas pela caixa da ventoinha 46. A estrutura da caixa do motor interna é presa na caixa da ventoinha 46 no IMC 48 que inclui uma pluralidade de pilones circunferencialmente espaçados estendendo-se radialmente 40 que estende-se radialmente na estrutura da caixa do motor interna e na caixa da ventoinha 20. A estrutura estática do motor 44 suporta adicionalmente um sistema de mancai no qual as turbinas 28, 18, compressores 26, 16 e rotor da ventoinha 32 giram. Um mancai duplo da ventoinha #1 60 que suporta rotacionalmente o rotor da ventoinha 32 é axialmente localizado geralmente dentro da caixa da ventoinha 46. Um mancai duplo da ventoinha #1 60 é pré-carregado para reagir ao empuxo da ventoinha para a frente e para trás (em caso de surto). Um mancai LPC #2 62 que suporta rotacionalmente o eixo do conjunto compressor-turbina inferior 14 é axialmente localizado geralmente dentro da caixa intermediária (IMC) 48. O mancai LPC #2 62 reage ao empuxo. Um mancai duplo da ventoinha #3 64 que suporta rotacionalmente o eixo do conjunto compressor-turbina superior 24 e também reage ao empuxo. O mancai da ventoinha #3 64 é também axialmente localizado geralmente dentro do IMC 48 logo à frente da caixa do compressor de alta pressão 50. Um mancai #4 66 que suporta rotacionalmente um segmento traseiro do eixo do conjunto compressor-turbina inferior 14 reage somente a cargas radiais. O mancai #4 66 é axialmente localizado geralmente dentro da caixa de empuxo 52C em uma seção traseira da mesma. Um mancai #5 68 suporta rotacionalmente o segmento traseiro do eixo do conjunto compressor-turbina inferior 14 e reage somente a cargas radiais. O mancai #5 68 é axialmente localizado geralmente dentro da caixa de empuxo 52C logo na traseira do mancai #4 66. Deve-se entender que isto é uma configuração exemplar e que qualquer número de mancais pode ser utilizado. O mancai #4 66 e ο mancai #5 68 são suportados dentro de uma armação da turbina intermediária (MTF) 70 para acavalar pilares estruturais que estendem-se radialmente 72 que são pré-carregados sob tensão (figuras 1C-1D). O MTF 70 fornece suporte estrutural traseiro dentro da caixa de empuxo 52C para o mancai #4 66 e o mancai #5 68 que suportam rotacionalmente os eixos do conjunto compressor-turbina 14, 24.

Um motor de rotor duplo tal como o revelado na modalidade ilustrada tipicamente inclui uma armação dianteira e uma armação traseira que suportam os mancais do rotor principal. A caixa intermediária (IMC) 48 também inclui os pilones que estendem-se radialmente 40 que são no geral radialmente alinhados com o mancai LPC #62 (figura 1B). Deve-se entender que vários motores com várias estruturas de caixa e armação se beneficiarão da presente invenção. O motor de turbina a gás do de turborreator 10 é montado na estrutura da aeronave tal como uma asa de aeronave por meio de um sistema de montagem 80 anexável pelo pilone 12. O sistema de montagem 80 inclui uma montagem dianteira 82 e uma montagem traseira 84 (figura 2A). A montagem dianteira 82 é presa no IMC 48 e a montagem traseira 84 é presa no MTF 70 na caixa de empuxo 52C. A montagem dianteira 82 e a montagem traseira 84 são arranjadas em um plano contendo o eixo A da turbina a gás do turborreator 10. Isto elimina as articulações de empuxo da caixa intermediária, que libera espaço valioso por baixo da nacela interna e minimiza distorção do IMC 48.

Referindo-se às figuras 2A-2C, o sistema de montagem 80 reage ao empuxo do motor a extremidade traseira do motor 10. O termo “reage” utilizado nesta revelação é definido como absorvendo uma carga e dissipando a carga para um outro local do motor de turbina a gás 10. A montagem dianteira 82 suporta cargas verticais e cargas laterais. A montagem dianteira 82 em uma modalidade não limitante inclui um arranjo de corrente que monta no IMC 48 em dois pontos 86A, 86B. A montagem dianteira 82 é geralmente um elemento tipo chapa que é orientado transversal ao plano que contém o eixo geométrico do motor A. Prendedores são orientados através da montagem dianteira 82 para encaixar a caixa intermediária (IMC) 48 geralmente paralela ao eixo geométrico do motor A. Nesta modalidade não limitante ilustrada, a montagem dianteira 82 é presa no IMC 40. Em uma outra modalidade não limitante, a montagem dianteira 82 é presa em uma porção do motor interno, tal como a caixa do compressor de alta pressão 50 do motor de turbina a gás 10 (vide figura 3). Versados na técnica com o benefício desta revelação poderão selecionar um local de montagem apropriado para a montagem dianteira 82.

Referindo-se à figura 4A, a montagem traseira 84 geralmente inclui um primeiro braço A 88A, um segundo braço A 88B, uma plataforma da montagem traseira 90, um conjunto de balancim 92 e uma articulação de resistência 94. A plataforma da montagem traseira 90 é anexada diretamente na estrutura da aeronave tal como o pilone 12. O primeiro braço A 88A e o segundo braço A 88B montam entre a caixa de empuxo 52C nas saliências da caixa 96 que interagem com o MTF 70 (figuras 4B-4C), a plataforma da montagem traseira 90 e o conjunto de balancim 92. Deve-se entender que o primeiro braço A 88A e o segundo braço A 88B podem altemativamente montar nas outras áreas do motor 10 tal como a caixa da turbina de alta pressão ou outras caixas. Deve-se entender também que outros arranjos de armação podem altemativamente ser usados com qualquer arranjo de caixa de motor.

Referindo-se à figura 4D, o primeiro braço A 88A e o segundo braço A 88B são arranjos geralmente triangulares rígidos, cada qual com um primeiro braço da articulação 89a, um segundo braço da articulação 89b e um terceiro braço da articulação 89c. O primeiro braço da articulação 89a é entre a saliência da caixa 96 e a plataforma da montagem traseira 90. O segundo braço da articulação 89b é entre as saliências da caixa 96 e o conjunto de balancim 92. O terceiro braço da articulação 89c é entre o conjunto de balancim 92 e a plataforma da montagem traseira 90. O primeiro braço A 88A e o segundo braço A 88B basicamente suportam a carga do peso vertical do motor 10 e transmitem cargas de empuxo do motor para a plataforma da montagem traseira 90. O primeiro braço A 88A e o segundo braço A 88B da montagem traseira 84 forçam o vetor do empuxo resultante no revestimento do motor a reagir ao longo do eixo geométrico do motor A, que minimiza perda de folga na ponta por causa de carregamento do motor na montagem traseira 84. Isto minimiza exigências de folga na ponta da pá e dessa forma melhora o desempenho do motor. O conjunto de balancim 92 inclui uma articulação do balancim 98 que suporta uma junta de esfera central 100, uma primeira junta de esfera deslizante 102A e uma segunda junta de esfera deslizante 102B (figura 4E). Deve-se entender que vários embuchamentos, isoladores de vibração e similares podem adicionalmente ser utilizado aqui. A junta de esfera central 100 é anexada diretamente na estrutura da aeronave tal como no pilone 12. A primeira junta de esfera deslizante 102A é anexada no primeiro braço A 88A e a segunda junta de esfera deslizante 102B é montada no primeiro braço A 88A. A primeira e segunda junta de esfera deslizante 102A, 102B permitem movimento deslizante do primeiro e segundo braço A 88A, 88B (ilustrado pela seta S nas figuras 5A e 5B) para garantir que somente uma carga vertical é reagida pelo conjunto de balancim 92. Ou seja, o conjunto de balancim 92 permite que todas as cargas de empuxo do motor sejam transmitidas equalizadas para o pilone do motor 12 através da plataforma da montagem traseira 90 pelo movimento deslizante e equaliza a carga de empuxo que resulta da configuração da articulação de empuxo duplo. A articulação do balancim 98 opera como uma articulação de equalização para cargas verticais por causa da primeira junta de esfera deslizante 102A e da segundo junta de esfera deslizante 102B. À medida que a articulação do balancim 98 gira em tomo da junta de esfera central 100, forças de empuxo são equalizadas na direção axial. O conjunto de balancim 92 passa por um carregamento somente por causa de cargas verticais, e é assim menos suscetível a falha do que em desenhos carregados com empuxo convencionais. A articulação de resistência 94 inclui uma junta de esfera 104A montada na caixa de empuxo 52C e a junta de esfera 104B montada na plataforma da montagem traseira 90 (figuras 4B-4C). A articulação de resistência 94 opera para reagir ao torque. A montagem traseira 84 transmite cargas do motor diretamente para a caixa de empuxo 52C e o MTF 70. Cargas de empuxo, verticais, laterais e de torque são transmitidas diretamente do MTF 70 que reduz o número de elementos estruturais, comparado com desenhos da prática atual. O sistema de montagem 80 é compacto, e ocupa espaço dentro do volume interno da nacela, comparado com as configurações montadas na exaustão da caixa da turbina, que ocupam espaço fora da nacela interna que pode exigir carenagens aerodinâmicas adicionais ou relativamente maiores e aumentam a resistência aerodinâmica e o consumo de combustível. O sistema de montagem 80 elimina as até então exigidas articulações de empuxo do IMC, que libera espaço valioso adjacente ao IMC 48 e a caixa do compressor de alta pressão 50 dentro da nacela interna C.

Deve-se entender que termos posicionais relativos tais como "dianteiro," "traseiro", "superior", "inferior", "acima", "abaixo" e similares são com referência à atitude operacional normal do veículo e não devem ser considerados de outra forma limitantes. A descrição apresentada é exemplar, e não definida pelas limitações apresentadas. Muitas modificações e variações da presente invenção são possíveis sob a luz dos preceitos apresentados. As modalidades reveladas desta invenção foram reveladas, entretanto, versados na técnica devem reconhecer que certas modificações se enquadram no escopo desta invenção. Portanto, deve-se entender que de acordo com o escopo das reivindicações anexas, a invenção pode ser praticada de outra forma além da especificamente descrita. Por este motivo, as reivindicações seguintes devem ser estudadas para determinar o verdadeiro escopo e conteúdo desta invenção.

REIVINDICAÇÕES

Claims (21)

1. Motor de turbina a gás, caracterizado pelo fato de que compreende: uma nacela interna definida em tomo de um eixo geométrico de linha de centro do motor; uma nacela da ventoinha montada pelo menos parcialmente em tomo da nacela interna para definir um trajeto de fluxo de ar de desvio da ventoinha para um fluxo de ar de desvio da ventoinha; um trem de engrenagem definido ao longo de um eixo geométrico de linha de centro do motor, cujo trem de engrenagem define uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a cerca de 2,3; um eixo do conjunto compressor-turbina ao longo do eixo geométrico de linha de centro do motor que aciona o trem de engrenagem, cujo eixo do conjunto compressor-turbina inclui uma turbina de baixa pressão tendo seis (6) ou menos estágios; uma ventoinha acionada através do trem de engrenagem pela turbina de baixa pressão, onde uma razão de pressão através da ventoinha é menor ou igual a cerca de 1,45; e um bocal de área variável da ventoinha axialmente móvel em relação à nacela da ventoinha para variar a área de saída do bocal da ventoinha e ajustar a razão de pressão do fluxo de ar de desvio da ventoinha durante a operação do motor.

2. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o eixo do conjunto compressor-turbina é um eixo do conjunto compressor-turbina inferior.

3. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a turbina de baixa pressão define uma razão de pressão que é maior que cerca de cinco (5).

4. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a turbina de baixa pressão define uma razão de pressão que é maior que cinco (5).

5. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o fluxo de ar de desvio da ventoinha define uma razão de desvio maior que cerca de dez (10).

6. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o fluxo de ar de desvio da ventoinha define uma razão de desvio maior que dez (10).

7. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o trem de engrenagem define uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a cerca de 2,5.

8. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o trem de engrenagem define uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a 2,5.

9. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente: um controlador operável para controlar o bocal de área variável da ventoinha para variar a área de saída do bocal da ventoinha e ajustar a razão de pressão do fluxo de ar de desvio da ventoinha.

10. Motor de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que o controlador é operável para reduzir a área de saída do bocal da ventoinha em uma condição de voo de cmzeiro.

11. Motor de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que o controlador é operável para controlar a área de saída do bocal da ventoinha para reduzir a instabilidade da ventoinha.

12. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o bocal de área variável da ventoinha define uma borda de fuga da nacela da ventoinha.

13. Motor de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o trem de engrenagem aciona uma ventoinha dentro da nacela da ventoinha.

14. Motor de turbina a gás, caracterizado pelo fato de que compreende: um trem de engrenagem definido ao longo de um eixo geométrico de linha de centro do motor, cujo trem de engrenagem define uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a cerca de 2,3; um eixo do conjunto compressor-turbina ao longo do eixo geométrico de linha de centro do motor que aciona o trem de engrenagem, cujo eixo do conjunto compressor-turbina inclui uma turbina de baixa pressão de (6) ou menos estágios; e, uma ventoinha acionada pelo conjunto compressor-turbina através do trem de engrenagem, onde a ventoinha define um trajeto de fluxo de ar de desvio tendo uma razão de desvio maior que cerca de dez (10) e uma razão de pressão menor ou igual a cerca de 1,45

15. Motor de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que a turbina de baixa pressão é uma turbina de baixa pressão de três (3) estágios.

16. Motor de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que a turbina de baixa pressão é uma turbina de baixa pressão de cinco (5) estágios.

17. Motor de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que a turbina de baixa pressão é uma turbina de baixa pressão de seis (6) estágios.

18. Motor de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que a turbina de baixa pressão define uma razão de pressão que é maior que cerca de cinco (5).

19. Motor de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que o trem de engrenagem define uma relação de redução de engrenagem maior do que ou igual a cerca de 2,5.

20. Motor de acordo com a reivindicação 14, caracterizado pelo fato de que a turbina de baixa pressão define uma razão de pressão que é maior que cinco (5), o eixo do conjunto compressor-turbina aciona uma ventoinha através do trem de engrenagem, a ventoinha define um fluxo de ar de desvio da ventoinha com uma razão de desvio maior que dez (10), o trem de engrenagem define uma razão de redução de engrenagem maior ou igual a 2,5.

21. Motor de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 ou 14, caracterizado pelo fato de que a ventoinha inclui uma pluralidade de lâminas e a velocidade da ponta da lâmina da ventoinha é menor do que 1.150 pés/segundo (350 m/s).