CN104213985B - 用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构 - Google Patents

用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构 Download PDF

Info

Publication number
CN104213985B
CN104213985B CN201410082009.1A CN201410082009A CN104213985B CN 104213985 B CN104213985 B CN 104213985B CN 201410082009 A CN201410082009 A CN 201410082009A CN 104213985 B CN104213985 B CN 104213985B
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
gear
gas
framework
rigidity
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201410082009.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104213985A (zh
Inventor
M.E.麦丘恩
J.哈斯班
F.M.施瓦斯
D.B.库普拉蒂斯
G.L.苏丘
W.K.阿克曼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=50238097&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=CN104213985(B) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Priority claimed from US13/908,177 external-priority patent/US9631558B2/en
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of CN104213985A publication Critical patent/CN104213985A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104213985B publication Critical patent/CN104213985B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/068—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type being characterised by a short axial length relative to the diameter
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Retarders (AREA)

Abstract

本发明公开了用于高速和小体积风扇驱动的涡轮的齿轮传动架构。一种燃气涡轮发动机包括用于风扇驱动齿轮系统的挠性安装件。非常高速度的风扇驱动涡轮驱动了风扇驱动齿轮系统。

Description

用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构
技术领域
本公开涉及一种燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及一种用于该燃气涡轮发动机所用齿轮传动架构的挠性支撑结构。
背景技术
具有行星式或星式齿轮系的周转齿轮变速箱（epicyclic gearbox）可以用于燃气涡轮发动机中，因为它们具备紧凑的设计以及高效的高齿轮减速能力。行星型和星型齿轮系通常包括三个齿轮系元件：中心恒星齿轮，具有内部齿轮齿的外侧环齿轮，以及由在恒星齿轮和环齿轮之间并且与两者啮合接合的行星载架所支撑的多个行星齿轮。齿轮系元件共用公共的纵向中心轴线，至少两个元件围绕中心轴线旋转。周转齿轮系（epicyclic geartrain）的优点在于旋转输入可以连接至三个元件的任何一个。其他两个元件之一随后相对于另外两个保持静止以允许第三者用作输出。
在燃气涡轮发动机应用中，需要减速传输，中心恒星齿轮通常从动力设备接收旋转输入，外侧环齿轮通常保持静止，而行星齿轮载架沿与恒星齿轮相同的方向旋转以在减小的旋转速度下提供扭矩输出。在星齿轮系中，行星载架保持静止，而输出轴由环齿轮沿与恒星齿轮相反的方向驱动。
在飞行期间，轻重量结构箱体随着航空和机动负载而偏转，引起通常已知为发动机的骨架弯曲的显著量横向偏转。该偏转可以引起单个恒星或行星齿轮的旋转轴线失去与中心轴线平行。该偏转可以导致在齿轮系轴颈轴承处和在齿轮齿啮合处的一些未对准，这可以导致由未对准带来的效率损失以及由集中应力的增大带来的潜在的寿命缩减。
此外，具有如上所述的齿轮传动架构，输入至齿轮的扭矩和速度是非常高的。
发明内容
在特征化实施例中，燃气涡轮发动机具有驱动风扇的风扇轴，支撑风扇轴的框架，以及用于驱动风扇轴的多个齿轮。挠性支撑件至少部分地支撑多个齿轮。挠性支撑件具有比框架小的刚度。第一涡轮区段提供进入多个齿轮的驱动输入。也包括第二涡轮区段。第一涡轮区段具有在第一出口点处的第一出口面积并且以第一速度旋转。第二涡轮区段具有在第二出口点处的第二出口面积并且以比第一速度更快的第二速度旋转。第一性能量定义为第一速度的平方与第一面积的乘积。第二性能量定义为第二速度的平方与第二面积的乘积。第一性能量与第二性能量的比在约0.5和约1.5之间。
在根据之前实施例的另一实施例中，比大于或等于约0.8。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，第一涡轮区段具有至少三个级。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，第一涡轮区段具有高达六个级。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，第二涡轮区段具有两个或更少的级。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，跨过第一涡轮区段的压力比大于约5:1。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，由发动机提供的推力与包括高压涡轮和低压涡轮两者的涡轮区段的体积的比大于或等于约1.5，并且小于或等于约5.5 磅力/英寸2。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，框架包括框架侧向刚度和框架横向刚度。挠性支撑件包括挠性支撑件横向刚度和挠性支撑件侧向刚度。挠性支撑件侧向刚度小于框架侧向刚度，并且挠性支撑件横向刚度小于框架横向刚度。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，挠性联接器连接由第一涡轮区段所驱动的多个齿轮的至少一个。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，挠性联接器具有挠性联接器侧向刚度和挠性联接器横向刚度。挠性联接器侧向刚度小于框架侧向刚度。挠性联接器横向刚度小于框架横向刚度。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，多个齿轮包括齿轮啮合，其限定齿轮啮合侧向刚度和齿轮啮合横向刚度。齿轮啮合侧向刚度大于挠性支撑件侧向刚度。齿轮啮合横向刚度大于挠性支撑件横向刚度。
在另一特征化实施例中，燃气涡轮发动机具有驱动风扇的风扇轴，支撑风扇轴的框架，以及驱动风扇轴的多个齿轮。至少部分地支撑多个齿轮的挠性支撑件具有小于框架的刚度。包括高压涡轮和低压涡轮，低压涡轮配置为驱动多个齿轮的一个。由发动机提供的推力与包括高压涡轮和低压涡轮两者的涡轮区段的体积的比大于或等于约1.5，并且小于或等于约5.5 磅力/英寸2。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，比大于或等于约2.0。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，比大于或等于约4.0。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，推力是海平面起飞、固定速率（flat-rated）的静推力。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，框架包括框架侧向刚度和框架横向刚度。挠性支撑件包括挠性支撑件横向刚度和挠性支撑件侧向刚度。挠性支撑件侧向刚度小于框架侧向刚度，并且挠性支撑件横向刚度小于框架横向刚度。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，挠性联接器连接由第一涡轮区段所驱动的多个齿轮的至少一个。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，挠性联接器具有挠性联接器侧向刚度和挠性联接器横向刚度。挠性联接器侧向刚度小于框架侧向刚度，并且挠性联接器横向刚度小于框架横向刚度。
在根据之前任一实施例的另一实施例中，多个齿轮包括齿轮啮合，其限定齿轮啮合侧向刚度和齿轮啮合横向刚度。齿轮啮合侧向刚度大于挠性支撑件侧向刚度。齿轮啮合横向刚度大于挠性支撑件横向刚度。
在另一特征化实施例中，燃气涡轮发动机具有风扇轴以及支撑风扇轴的框架。框架限定框架侧向刚度和框架横向刚度的至少一个。齿轮系统驱动风扇轴。挠性支撑件至少部分地支撑齿轮系统。挠性支撑件限相对于框架侧向刚度的挠性支撑件侧向刚度与相对于框架横向刚度的挠性支撑件横向刚度的至少一个。至齿轮系统的输入联接器限定相对于框架侧向刚度的输入联接器侧向刚度与相对于框架横向刚度的输入联接器横向刚度的至少一个。
附图说明
对于本领域技术人员来讲，通过所述非限制性实施例的以下详细描述，各种特征将变得明显。附于详细说明书的附图可以简要地描述如下：
图1A 是燃气涡轮发动机的示意性剖视图；
图1B 示出了图1A发动机的特征；
图1C 示出了另一特征；
图1D 示出了又一特征；
图2 是示出了风扇驱动齿轮系统（FDGS）的燃气涡轮发动机区段的放大剖视图；
图3 是用于FDGS的一个非限制性实施例的挠性安装装置的示意图；
图4 是用于FDGS的另一非限制性实施例的挠性安装装置的示意图；
图5 是用于星型系统FDGS的另一非限制性实施例的挠性安装装置的示意图；以及
图6 是用于行星系统FDGS的另一非限制性实施例的挠性安装装置的示意图；
图7 是用于星型系统FDGS的另一非限制性实施例的挠性安装装置的示意图；以及
图8 是用于行星系统FDGS的另一非限制性实施例的挠性安装装置的示意图。
具体实施方式
图1示意性示出了燃气涡轮发动机20。燃气涡轮发动机20在本文公开作为双转子的涡扇，通常结合风扇区段22、压缩机区段24、燃烧室区段26和涡轮区段28。替代的发动机除了其他系统或特征之外可以包括推力增强装置区段（未示出）。风扇区段22驱动空气沿着限定在引擎机舱15内的旁路管道中的旁路流路B，而压缩机区段24驱动空气沿着核心流路C以用于压缩并且传送进入燃烧室区段26随后通过涡轮区段28膨胀。尽管在所公开的非限制性实施例中描述作为双转子涡扇燃气涡轮发动机，应该理解的是本文所描述的概念并非限于使用双转子涡扇，因为教导可以应用到包括三转子架构的其它类型涡轮发动机。
示例性的发动机20通常包括低速转子30和高速转子32，安装以用于相对于发动机静态结构36经由数个轴承系统38而围绕发动机中心纵向轴线A旋转。应该理解的是可以替代地或额外地在各种位置处提供各种轴承系统38，并且轴承系统38的位置可以随着适用于应用而改变。
低速转子30通常包括内侧轴40，其互连风扇42、低压压缩机44和低压涡轮46。内侧轴40通过速度改变机构连接至风扇42，速度改变机构在示例性燃气涡轮发动机20中示出为齿轮架构48以比低速转子30低的速度驱动风扇42。高速转子32包括外侧轴50，其互连高压压缩机52和高压涡轮54。燃烧室56在示例性燃气涡轮20中布置在高压压缩机52与高压涡轮54之间。发动机静态结构36的中间涡轮框架57通常布置在高压涡轮54与低压涡轮46之间。中间涡轮框架57进一步支撑涡轮区段28中的轴承系统38。内侧轴40和外侧轴50是同心的，并且经由轴承系统38围绕与它们纵向轴线共线的发动机中心纵向轴线A而旋转。
核心气流被低压压缩机44和随后的高压压缩机52压缩，在燃烧室56中与燃料混合并且燃烧，随后在高压涡轮54和低压涡轮46上膨胀。中间涡轮框架57包括在核心气流路路C中的螺旋桨59。涡轮46、54响应于膨胀而旋转地驱动相应的低速转子30和高速转子32。将知晓的是可以改变风扇区段22、压缩机区段24、燃烧室区段26、涡轮区段28和风扇驱动齿轮系统48的每一个的位置。例如，齿轮系统48可以位于燃烧室区段26的尾部，或者甚至在涡轮区段28的尾部，以及风扇区段22可以位于齿轮系统48的位置的前部或尾部。
发动机20在一个示例中是高旁路齿轮传动飞机发动机。在另外的示例中，发动机20旁路比大于约六（6），示例性实施例中大于约十（10），齿轮传动架构48是周转齿轮系，诸如行星齿轮系统或其他齿轮系统，具有大于约2.3的齿轮减速比，并且低压涡轮46具有大于约五的压力比。在一个公开的实施例中，发动机20旁路比大于约十（10:1），风扇直径远大于低压压缩机44的直径，并且低压涡轮46具有大于约五5:1的压力比。低压涡轮46压力比是在低压涡轮46入口之前测得的压力与在低压涡轮46的在排气喷嘴之前的出口处的压力的比。齿轮传架构48可以是周转齿轮系，诸如行星齿轮系统或其他齿轮系统，具有大于约2.3:1的齿轮减速比。然而应该理解的是，上述参数仅是齿轮传动架构发动机的一个实施例的示例，并且本发明适用于包括直接驱动涡扇的其他燃气涡轮发动机。
由于高旁路比，由旁路流B提供了大量的推力。发动机20的风扇区段22设计用于特定飞行条件——通常巡航在约0.8马赫和约35,000英尺下。0.8马赫和35,000英尺的飞行条件，发动机在其最佳燃料消耗下—还已知为“巡航最低点（bucket cruise）单位推力燃料消耗量（“TSFC”）”—是正燃烧的燃料的磅质量除以在该最低点下发动机产生的推力的磅力的工业标准参数。“低风扇压力比”是跨过单独风扇叶片的压力比，没有风扇出口导叶（“FEGV”）系统。根据一个非限制性实施例在本文所公开的低风扇压力比小于约1.45。“低校正风扇尖端速度”是以英尺/秒计算的实际风扇尖端速度除以[(Tram ºR)/(518.7 ºR)]0.5的工业标准温度校正系数。根据一个非限制性实施例在本文所公开的“低校正风扇尖端速度”小于约1150英尺/秒。
核心气流被低压压缩机14压缩随后被高压压缩机52压缩，在燃烧室56中与燃料混合并燃烧，随后在高压涡轮54和低压涡轮46上膨胀。涡轮46、54响应于流过它们的气流的膨胀而旋转地驱动各自的低速转子30和高速转子32。
可以通过特定涡轮区段与涡轮区段如何紧凑相比产生的推力的量称作涡轮区段的功率密度或力密度，并且通过固定速率海平面起飞（flat-rated Sea Level Take-Off）（SLTO）推力除以整个涡轮区段的体积而得到。从高压涡轮54的入口至低压涡轮46的出口确定示例体积。为了提高涡轮区段28的功率密度，低压和高压涡轮46、54的每一个制造得更紧凑。即，高压涡轮54和低压涡轮46制造为具有更短的轴向长度，并且减小涡轮46、54每一个之间的间距，由此减小了涡轮区段28的体积。
在包括齿轮驱动风扇区段22的所公开的燃气涡轮发动机20中的功率密度大于包括齿轮驱动风扇的现有技术燃气涡轮发动机中所提供的功率密度。结合通过在本申请中所阐述的缩小齿轮系统和架构驱动的涡轮区段和风扇区段的八个所公开示例性发动机描述在下表1中：
表1
发动机 推力 SLTO (l磅力) 从入口计算的涡轮区段体积 推力/涡轮区段体积 (磅力 /英寸3)
1 17,000 3,859 4.4
2 23,300 5,330 4.37
3 29,500 6,745 4.37
4 33,000 6,745 4.84
5 96,500 31,086 3.1
6 96,500 62,172 1.55
7 96,500 46,629 2.07
8 37,098 6,745 5.50
在一些实施例中，功率密度大于或等于约1.5磅力/英寸3。在其他实施例中，功率密度大于或等于约2.0磅力/英寸3。在另外实施例中，功率密度大于或等于约3.0磅力/英寸3。在另外的实施例中，功率密度大于或等于约4.0磅力/英寸3。在进一步实施例中，功率密度小于或等于约5.5磅力/英寸3。
采用在本文所公开的齿轮驱动风扇架构制造、并且包括本申请中所阐述涡轮区段的发动机提供非常高效的操作，以及提高的燃料效率。
参照图1B，继续参照图1A，示意性示出了在示例公开的发动机架构100的部件之间的相对旋转。在示例发动机架构100中，风扇42通过变速箱48连接至低速转子30，低压压缩机44和低压涡轮46连接至低速转子30。高压压缩机52和高压涡轮54连接至形成了高速转子32的公共轴。高速转子32沿与风扇42的旋转方向相反的方向（图1B中示出为“+”方向）旋转。低速转子30沿与风扇42相同的方向（图1B中示出为“－”方向）旋转。高压涡轮54和低压涡轮46连同中间涡轮框架57一起形成了燃气涡轮发动机20的涡轮区段28。两个转子与风扇之间的其他相对旋转方向落入本公开的范围。
一个公开的示例变速装置48具有超过2.3:1的齿轮减速比，意味着低压涡轮46旋转是风扇42的至少2.3倍。公开的示例变速装置是行星类型的行星式变速箱，其中，输入是至中心“恒星”齿轮260。行星齿轮262（仅示出一个）围绕恒星齿轮260旋转，并且通过沿与恒星齿轮260共同的方向旋转的载架264间隔开。环齿轮266，其不可旋转地固定至发动机静态外壳36（图1中未示出），包含了整个齿轮组件。风扇42附接至载架264并且由载架264驱动，使得风扇42的旋转方向与载架264的旋转方向相同，进而也与输入恒星齿轮260的旋转方向相同。因此，低压压缩机44和低压涡轮46相对于高压压缩机52和高压涡轮54相反旋转。
低压压缩机44和低压涡轮46相对于高压压缩机52和高压涡轮54相反旋转提供了涡轮区段28中某些有效率的空气动力学条件，因为所产生的高速废气流从高压涡轮54移动至低压涡轮46。此外，中间涡轮框架57有助于涡轮区段28的整体紧凑性。另外，中间涡轮框架57的螺旋桨59围绕内部轴承支撑结构和被冷却的油管。螺旋桨59也引导气流围绕内部轴承支撑结构和油管以用于使得高速废气流流线形化。此外，螺旋桨59引导气流排出高压涡轮54至希望促进低压涡轮46的效率提高的合适的角度。
排出高压涡轮54的气流具有大量切线漩涡成分。对于低压涡轮46第一级中的叶片几乎理想地设置离开高压涡轮54的流向以用于宽范围的发动机功率设置。因此，可以有效地实现中间涡轮框架57的空气动力学转向功能而不必显著地额外对准离开高压涡轮54的气流。
参照图1C，示例涡轮区段28体积被示意性地示出，并且包括第一、第二和第三级46A、46B和46C。级46A、46B和46C的每一个包括对应的多个叶片212和导叶214。示例涡轮区段进一步包括在低压和高压涡轮54、46之间的示例空气转向导叶220，其具有适度的拱形以提供小度数的改向，并且相对于低压涡轮46的第一级46a的叶片212实现所需的流角度。如果低压和高压涡轮54、46沿共同方向旋转，那么所公开的导叶220不能高效地执行所需气流功能。
示例性的中间涡轮框架57包括排成行的多个空气转向导轮220，引导空气流离开高压涡轮54并且确保空气沿合适方向流动以及具有合适量的漩涡。因为所公开涡轮区段28比之前采用的涡轮区段更紧凑，因此空气在离开中间涡轮框架57与进入低压涡轮46之间行进的距离更小。更小的轴向进行距离导致在从中间涡轮框架57至低压涡轮46转移期间空气流损失的漩涡量减小，并且允许中间涡轮框架57的导叶220充当低压涡轮46的入口引导导叶。中间涡轮框架57也包括支柱221，其向中间涡轮框架57以及发动机壳体提供结构性支撑。在一个示例中，中间涡轮框架57通过将支柱221包在导叶220内而更加紧凑，由此减小了中间涡轮框架57的长度。
在给定风扇尖端速度和由给定风扇尺寸提供的推力水平下，包含变速装置48（示出在图1A和图1B中）提供了齿轮减速比，并且由此可以提高低压涡轮46和低压压缩机44部件的速度。更具体地，对于给定的风扇直径和风扇尖端速度，齿轮比的增大提供了更快转动的涡轮，进而提供了大大紧凑的涡轮，以及推力与涡轮区段28体积的比。通过增大齿轮减速比，相对于风扇42的速度，提高了低压压缩机44和低压涡轮46转动的速度。
燃气涡轮发动机20部件的旋转速度的提高增大了总的效率，由此提供了低压压缩机44和低压涡轮46的直径和级数的减小，否则将需要未减小的直径和级数来维持流过核心流路C的空气的所需流特性。由于从增大齿轮比提供的增大速度获得的效率，低压压缩机44和低压涡轮46的每一个的轴向长度由此可以进一步减小。此外，涡轮区段28的直径和级数的减小增加了紧凑性并且提供示例燃气涡轮发动机20的所需轴向长度整体减小。
为了进一步改进燃气涡轮发动机20的推力密度，示例涡轮区段28（包括高压涡轮54、中间涡轮框架57和低压涡轮46）制造为比传统涡轮发动机设计更紧凑，由此减小了涡轮区段28的长度以及燃气涡轮发动机20的整体长度。
为了使得示例低压涡轮46紧凑，使得低压涡轮46的直径与高压涡轮54更兼容，以及由此使得中间涡轮框架57的空气转向导叶220实用，可以在低压涡轮46的初级中要求更强的材料。在低压涡轮46的紧凑直径处产生的速度和离心拉力提出了对现有技术的低压涡轮中使用的材料的挑战。
在空气转向导叶220、低压涡轮叶片212和导叶214的本公开的设计范围内的材料和工艺的示例包括具有方向性固化晶粒的材料以提供沿顺翼展方向（span-wisedirction）的增加强度。用于形成具有方向性固化晶粒的导叶220、214或涡轮叶片212的示例方法可以在美国专利申请No.13/290667以及美国专利No.7338259和7871247中找到，这些专利和申请的每一个通过引用结合到本文。进一步的发动机实施例利用了铸造的中空叶片212或导叶214，冷却空气在叶片/导叶的前缘导入并且在后缘排出冷却空气。另一实施例使用具有薄膜冷却孔的内部被冷却叶片212或导叶214。额外的发动机实施例利用了铝锂材料用于构造低压涡轮46的一部分。也可以利用粉末状的金属盘或转子来构造示例低压涡轮46。
此外，可以使用单晶叶片材料构造低压涡轮46的一排或多排涡轮叶片212。单晶构造与非单晶构造相比在更高温度下氧化，并且由此可以承受更高温度的气流。涡轮叶片212的高温性能提供更高效的低压涡轮46，使低压涡轮46可以进一步减小尺寸。
尽管所示的低压涡轮46包括三个涡轮级46a、46b和46c，但可以修改低压涡轮46以包括高达六个涡轮级。在恒定推力下增加低压涡轮级46a、46b、46c的数目稍微减小了涡轮区段28的推力密度，但是也增大了驱动低压压缩机和风扇区段22的可用功率。
进一步地，示例涡轮叶片可以在内部被冷却以允许材料在更高温度下保持所需强度，并且因此执行如考虑到紧凑性构造产生的增大的离心力所需的那样，同时也承受了由增加低压压缩机44级数并增大风扇尖端直径而形成的更高温度。
每一个所公开实施例使得低压涡轮46能够更紧凑和高效，同时也改进了与高压涡轮54的径向对准。在低压和高压涡轮54、46之间改进的径向对准提高了效率，其可以弥补由包括中间涡轮框架57的空气转向导叶220导致的制造成本的任何增加。
根据前述实施例，已经大大减小了涡轮区段28的整体尺寸，因此增强了发动机的功率密度。此外，作为功率密度改进的结果，已经改进了发动机的整体推进效率。
出口面积400示出在图1D和图1A中，在高压涡轮区段54的出口位置。低压涡轮区段的出口面积限定在低压涡轮区段的出口401处。如图1D所示，涡轮发动机20可以是反向旋转的。这意味着低压涡轮区段46和低压压缩机区段44沿一个方向旋转，而包括高压涡轮区段54和高压压缩机区段52的高压转子32沿相反方向旋转。选择可以例如是行星式传动机构（例如具有恒星、环和星形齿轮）的齿轮减速机构48使得风扇42沿与高压转子32相同的方向旋转。采用该装置以及如上所述的其他结构，包括各种量和操作范围，非常高的速度可以提供至低压转子。通常着眼于性能量而估计低压涡轮区段和高压涡轮区段操作，性能量是涡轮区段的出口面积乘以其各自速度的平方。该性能量（“PQ”）定义为：
方程式1： PQltp＝（Alpt × Vlpt 2）
方程式2： PQhtp＝（Ahpt × Vhpt 2）
其中，Alpt是低压涡轮区段在其出口处（例如在401处）的面积，Vlpt是低压涡轮区段的速度，Ahpt是高压涡轮区段在其出口处（例如在400处）的面积，以及Vhpt是高压涡轮区段的速度。
因此，低压涡轮区段的性能量与高压涡轮区段的性能量的比是：
方程式3：（Alpt × Vlpt 2 ）/（Ahpt × Vhpt 2）＝PQlpt /PQhpt
在根据以上设计制造的一个涡轮实施例中，低压和高压涡轮区段的面积分别是557.9英寸2和90.67英寸2。此外，低压和高压涡轮区段的速度分别是10179转每分钟（rpm）和24346rpm。因此，使用上述方程1和2，低压和高压涡轮区段的性能量是：
方程式1：PQltp = (Alpt x Vlpt 2) = (557.9英寸2)(10179 rpm)2 = 57805157673.9英寸2 rpm2
方程式2: PQhpt = (Ahpt x Vhpt 2) = (90.67 英寸2)(24346 rpm)2 =53742622009.72 英寸2 rpm2
，并且使用上述方程3, 低压涡轮区段与高压涡轮区段的比是：
比 = PQltp/ PQhpt = 57805157673.9英寸2 rpm2 / 53742622009.72 英寸2 rpm2 =1.075。
在另一实施例中比约为0.5，并且在另一实施例中比约为1.5。采用PQltp/PQhtp比在0.5至1.5范围内，实现了非常高效的整体燃气涡轮发动机。更窄的，大于或等于约0.8的PQltp/PQhtp比更加高效。更窄的，大于或等于1.0的PQltp/PQhtp比甚至是高效的。作为这些PQltp/PQhtp比的结果，特别地，涡轮区段可以制造的比现有技术更小，在直径上以及轴向长度上。此外，极大地提高了整体发动机的效率。
采用该布置也改进了低压压缩机区段，并且行为比传统低压压缩机区段更像高压压缩机区段。这比现有技术更高效，并且可以在更少级中提供更多的功。低压压缩机区段可以制造为更小半径和更短长度，而更有助于实现发动机的整体压缩比设计目标。
本领域普通技术人员获悉了上述公开，将认识到可以通过进入齿轮架构48中的低速转子30来展现出高扭矩和高速度。因此，挠性安装装置变得重要。
参照图2，齿轮传动架构48通常包括风扇驱动齿轮系统（FDGS）60，其由低速转子30（示意性示出）通过输入联接器62驱动。输入联接器62既将扭矩从低速转子30传输至齿轮传动架构48，又促进了两者之间振动和其他瞬时现象的隔离。在所公开的非限制性实施例中，FDGS 60可以包括周转齿轮系统，其可以例如是星型系统和行星系统。
输入联接器62可以包括接口齿条64，其通过齿轮齿条66接合至FDGS 60的恒星齿轮68。恒星齿轮68与多个行星齿轮70啮合接合，图示的行星齿轮70是多个行星齿轮的代表。每个行星齿轮70通过各自行星轴颈轴承75可旋转地安装在行星载架72中。恒星齿轮68的旋转运动促进了每个行星齿轮70围绕各自纵向轴线P旋转。齿轮可以通常如图1B中示意性所示。
每个行星齿轮70也与旋转的环齿轮74啮合接合，环齿轮机械地连接至风扇轴76。因为行星齿轮70与旋转的环齿轮74以及旋转的恒星齿轮68啮合，行星齿轮70围绕它们自己的轴线旋转以驱动环齿轮74围绕发动机轴线A旋转。环齿轮74的旋转通过风扇轴76传输至风扇42（图1）以由此在比低速转子30低的速度下驱动风扇42。应该理解的是所述齿轮传动架构48仅是单个非限制性实施例，并且各种其他齿轮传动架构将替代地从此获益。
参照图3，挠性支撑件78支撑行星载架72以相对于诸如正面中心体的静态结构36而至少部分地支撑FDGS 60A，这有利于两者之间振动和其他瞬时现象的隔离。应该理解的是各种燃气涡轮发动机箱体结构可以替代地或者附加地提供静态结构和挠性支撑件78。应该理解的是在本文使用的术语“侧向”是指相对于旋转轴线A垂直的方向，而术语“横向”是指相对于旋转轴线A的枢转弯曲运动以便吸收否则可以施加至FDGS 60的偏转。静态结构36可以进一步包括编号1和编号1.5轴承支撑静态结构82，其被共同地称作支撑编号1和编号1.5轴承系统38A、38B的“K-框架”。显著地，K-框架轴承支撑件限定了侧向刚度（图3中表示为KFRAME）以及横向刚度（图3中表示为KFRAME BEND）作为该非限制性实施例中的参考因素。
在该公开的非限制性实施例中，挠性支撑件78和输入联接器62的侧向刚度（KFS;KIC）每一个均比侧向刚度（KFRAME）的约11％小。即，该侧向刚度关系控制了整个FDGS 60的侧向刚度。替代地，或者除了该关系之外，挠性支撑件78和输入联接器62的横向刚度的每一个均比横向刚度（KFRAME BEND）的约11％小。即，该横向刚度关系控制了整个FDGS 60的横向刚度。
参照图4，FDGS 60B的另一非限制性实施例包括支撑旋转地固定的环齿轮74’的挠性支撑件78’。在示意性示出行星系统中行星载架72’驱动风扇轴76’，行星系统在其它方面通常遵照图3的星形系统架构。
参照图5，示意性地表示了在FDGS 60C自身（用于星形系统架构）内的侧向刚度关系。相对于FDGS 60内齿轮啮合的侧向刚度（KGM）控制输入联接器62的侧向刚度（KIC）、挠性支撑件78的侧向刚度（KFS）、环齿轮74的侧向刚度（KRG）和行星轴颈轴承75的侧向刚度（KJB）。
在所公开的非限制性实施例中，刚度（KGM）可以由恒星齿轮68与多个行星齿轮70之间的齿轮啮合来限定。FDGS 60内的侧向刚度（KGM）是参考因素，并且静态结构82’刚性地支撑风扇轴76。即，风扇轴76支撑在轴承系统38A、38B上，轴承系统本质上由静态结构82’刚性地支撑。侧向刚度（KJB）可以机械地由例如行星轴颈轴承75内的刚度所限定，以及环齿轮74的侧向刚度（KRG）可以机械地由例如环齿轮翼74L、74R（图2）的几何形状所限定。
在所述非限制性实施例中，环齿轮74的侧向刚度（KRG）比齿轮啮合的侧向刚度（KGM）的约12％小；挠性支撑件78的侧向刚度（KFS）比齿轮啮合的侧向刚度（KGM）的约8％小；行星轴颈轴承75的侧向刚度（KJB）小于或等于齿轮啮合的侧向刚度（KGM）；以及输入联接器62的侧向刚度（KIC）比齿轮啮合的侧向刚度（KGM）的约5％小。
参照图6，为行星齿轮系统架构示意性示出了FDGS 60D自身内的侧向刚度关系的另一非限制性实施例，该行星齿轮系统架构在其它方面通常遵照图5的星形系统架构。
应该理解的是，也可以利用上述侧向刚度关系的组合。与可以相对难以确定的薄膜刚度和齿条刚度相比，可以易于测量每个结构部件的侧向刚度。
通过挠性的安装以在设计负载下适应轴的未对准，FDGS 设计负载已经减小多于17％，这减小了整体发动机重量。挠性安装促进对准以提高系统寿命和可靠性。挠性支撑件和输入联接器中的侧向挠性允许FDGS本质上在机动期间随着风扇轴“浮动”。这允许：（a）风扇轴、输入联接器和挠性支撑件中的扭矩传输在机动期间保持恒定；（b）机动导致的风扇轴中的侧向负载（其可以在其它方面潜在地使齿轮不重合并损伤齿）主要作出反应通过编号1和编号1.5的轴承支撑K框架；以及（c）挠性支撑件和输入联接器均将小量侧向负载传输进入FDGS。特定地设计齿条、齿轮齿刚度、轴颈轴承和环齿轮系带以最小化在机动期间齿轮齿应力的变化。与FDGS的其他连接是挠性安装件（涡轮联接器，箱体挠性安装件）。已经从分析确定了这些安装弹簧系数并且在钻塔和飞行测试中被证明将齿轮从发动机机动负载隔离。此外，也可以控制行星轴颈轴承弹簧系数以支持系统的灵活性。
图7类似于图5，但是示出了在FDGS 60C内的横向刚度关系（用于星形系统架构）。相对于FDGS 60内齿轮啮合的横向刚度（KGM BEND）控制输入联接器62的横向刚度（KIC BEND）、挠性支撑件78的横向刚度（KFS BEND）、环齿轮74的横向刚度（KRG BEND）以及行星轴颈轴承75的横向刚度（KJB BEND）。
在所公开的非限制性实施例中，可以通过在恒星齿轮68与多个行星齿轮70之间的齿轮啮合来限定刚度（KGM BEND）。FDGS 60内的横向刚度（KGM BEND）是参考因素，并且静态结构82’刚性地支撑风扇轴76。即，风扇轴76支撑在本质上由静态结构82’刚性支撑的轴承系统38A、38B上。可以例如由行星轴颈轴承75内的刚度来机械地限定横向刚度（KJB BEND），并且可以例如由环齿轮翼74L、74R（图2）的几何形状来机械地限定环齿轮74的横向刚度（KRG BEND）。
在所公开的非限制性实施例中，环齿轮74的横向刚度（KRG BEND）比齿轮啮合的横向刚度（KGM BEND）的约12％小；挠性支撑件78的横向刚度（KFS BEND）比齿轮啮合的横向刚度（KGM BEND）的约8％小；行星轴颈轴承75的横向刚度（KJB BEND）小于或等于齿轮啮合的横向刚度（KGM BEND）；以及输入联接器62的横向刚度（KIC BEND）比齿轮啮合的横向刚度（KGM BEND）的约5％小。
图8类似于图6，但是示出了行星齿轮系统架构的FDGS 60D内的横向刚度关系。
应该理解的是诸如“前”、“尾部”、“上”、“下”、“之上”和“之下”以及类似语的相对位置术语是参照车辆的正常操作姿态并且在其它方面不应视作是限制。
应该理解的是在全部多个附图中相似附图标记标识对应的或相似的元件。也应该理解的是尽管在所述实施例中公开了特定部件布置，但是其他布置也将由此获益。
尽管已经示出、描述和请求保护了特定步骤序列，但是应该理解的是步骤可以以任何顺序执行、分开的或组合的，除非明确给出相反指示，并且仍将受益于本公开。
具有高AN2性能量的高能量密度和风扇驱动涡轮的组合装置，所有与挠性安装结构相结合，提供了非常强健和高效的燃气涡轮发动机。
前述描述是示例性的，而非由这些限制限定在其内。然而，在本文公开了各种非限制性实施例，本领域普通技术人员将认识到根据教导的各种修改和变体将落入所附权利要求的范围内。因此要理解的是在所附权利要求的范围内，可以以具体所描述之外的方式实施本公开。为此原因，应该研究所附权利要求以确定真实的范围和内容。

Claims (13)

1.一种燃气涡轮发动机，包括：
风扇轴，驱动风扇；
框架，其支撑所述风扇轴；
多个齿轮，用于驱动所述风扇轴；
挠性支撑件，其至少部分地支撑所述多个齿轮，所述挠性支撑件具有小于所述框架的刚度；
第一涡轮区段，提供驱动输入进入所述多个齿轮；以及
第二涡轮区段，
其中，所述第一涡轮区段在第一出口点具有第一出口面积，并且在第一速度下旋转；
其中，所述第二涡轮区段在第二出口点具有第二出口面积，并且在比所述第一速度更快的第二速度下旋转；
其中，第一性能量定义为所述第一速度的平方与所述第一出口面积的乘积；
其中，第二性能量定义为所述第二速度的平方与所述第二出口面积的乘积；以及
其中，所述燃气涡轮发动机满足下述比中的至少一个：
所述第一性能量与所述第二性能量的比在0.5和1.5之间；和
由所述发动机提供的推力与包括所述第一涡轮区段和第二涡轮区段的涡轮区段的体积的比大于或等于1.5、并且小于或等于5.5 磅力/英寸3。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一性能量与所述第二性能量的比在0.5和1.5之间被满足。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，由所述发动机提供的推力与包括所述第一涡轮区段和第二涡轮区段的涡轮区段的体积的比大于或等于1.5、并且小于或等于5.5磅力/英寸3被满足。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，两个所述比被满足。
5.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一性能量与所述第二性能量的所述比大于或等于0.8。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一涡轮区段具有至少3个级。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一涡轮区段具有高达6个级。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第二涡轮区段具有2个或更少级。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，跨过所述第一涡轮区段的压力比大于5:1。
10.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中，所述框架包括框架侧向刚度和框架横向刚度，以及所述挠性支撑件包括挠性支撑件横向刚度和挠性支撑件侧向刚度，并且所述挠性支撑件侧向刚度小于所述框架侧向刚度，以及所述挠性支撑件横向刚度小于所述框架横向刚度。
11.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中，挠性联接器连接由所述第一涡轮区段所驱动的所述多个齿轮的至少一个。
12.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其中，所述挠性联接器具有挠性联接器侧向刚度和挠性联接器横向刚度，并且所述挠性联接器侧向刚度小于所述框架侧向刚度，以及所述挠性联接器横向刚度小于所述框架横向刚度。
13.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中，所述多个齿轮包括齿轮啮合，其限定齿轮啮合侧向刚度和齿轮啮合横向刚度，所述齿轮啮合侧向刚度大于所述挠性支撑件侧向刚度，以及所述齿轮啮合横向刚度大于所述挠性支撑件横向刚度。
CN201410082009.1A 2013-06-03 2014-03-07 用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构 Active CN104213985B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/908177 2013-06-03
US13/908,177 US9631558B2 (en) 2012-01-03 2013-06-03 Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104213985A CN104213985A (zh) 2014-12-17
CN104213985B true CN104213985B (zh) 2017-09-22

Family

ID=50238097

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410082009.1A Active CN104213985B (zh) 2013-06-03 2014-03-07 用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构

Country Status (7)

Country Link
EP (6) EP3467272A1 (zh)
JP (1) JP5732562B2 (zh)
CN (1) CN104213985B (zh)
BR (1) BR102014007285B1 (zh)
CA (1) CA2845618C (zh)
RU (1) RU2639821C2 (zh)
SG (1) SG10201401514UA (zh)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9410608B2 (en) 2011-06-08 2016-08-09 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US10287914B2 (en) 2012-01-31 2019-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US20130192263A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
EP3467272A1 (en) 2013-06-03 2019-04-10 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US20160333786A1 (en) * 2015-05-13 2016-11-17 General Electric Company System for supporting rotor shafts of an indirect drive turbofan engine
FR3039132B1 (fr) * 2015-07-20 2017-08-11 Airbus Operations Sas Ensemble moteur a helice a axe horizontal pour aeronef
EP3165754A1 (en) * 2015-11-03 2017-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
CN105443270B (zh) * 2015-12-29 2017-11-03 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空涡轮风扇发动机
US10364752B2 (en) * 2016-05-17 2019-07-30 General Electric Company System and method for an integral drive engine with a forward main gearbox
US10815881B2 (en) 2017-09-20 2020-10-27 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing speed reduction assembly
GB201804128D0 (en) * 2018-03-15 2018-05-02 Rolls Royce Plc Electrical power generator system
IT201800005822A1 (it) * 2018-05-29 2019-11-29 Attacco di un gruppo ingranaggio per un motore a turbina a gas
CN113495001B (zh) * 2020-04-02 2022-06-21 中国航发商用航空发动机有限责任公司 压气机盘腔卷吸流量比的测量装置及方法
CN113833573B (zh) * 2020-06-24 2022-08-16 中国航发商用航空发动机有限责任公司 双转子双支点燃气轮机
US11428160B2 (en) * 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US6073439A (en) * 1997-03-05 2000-06-13 Rolls-Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
CN102817718A (zh) * 2011-06-08 2012-12-12 联合工艺公司 用于齿轮传动构造的燃气涡轮发动机的柔性支撑结构
CN103089449A (zh) * 2011-10-27 2013-05-08 联合工艺公司 燃气涡轮发动机前中心体结构

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IL82840A0 (en) * 1986-07-15 1987-12-20 Savyon Diagnostics Ltd Method and compositions for the determination of occult blood
US6223616B1 (en) 1999-12-22 2001-05-01 United Technologies Corporation Star gear system with lubrication circuit and lubrication method therefor
US7338259B2 (en) 2004-03-02 2008-03-04 United Technologies Corporation High modulus metallic component for high vibratory operation
GB0406174D0 (en) * 2004-03-19 2004-04-21 Rolls Royce Plc Turbine engine arrangement
US7631484B2 (en) * 2006-03-13 2009-12-15 Rollin George Giffin High pressure ratio aft fan
US20070214795A1 (en) * 2006-03-15 2007-09-20 Paul Cooker Continuous real time EGT margin control
BE1017135A3 (nl) 2006-05-11 2008-03-04 Hansen Transmissions Int Een tandwielkast voor een windturbine.
US8585538B2 (en) * 2006-07-05 2013-11-19 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine
US7704178B2 (en) * 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
RU2330170C2 (ru) * 2006-09-11 2008-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности
US7950237B2 (en) * 2007-06-25 2011-05-31 United Technologies Corporation Managing spool bearing load using variable area flow nozzle
US8844265B2 (en) * 2007-08-01 2014-09-30 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US9133729B1 (en) 2011-06-08 2015-09-15 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
CA2789325C (en) * 2011-10-27 2015-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US20130192266A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US20130259653A1 (en) * 2012-04-02 2013-10-03 Frederick M. Schwarz Geared turbofan engine with power density range
EP3467272A1 (en) 2013-06-03 2019-04-10 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US6073439A (en) * 1997-03-05 2000-06-13 Rolls-Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
CN102817718A (zh) * 2011-06-08 2012-12-12 联合工艺公司 用于齿轮传动构造的燃气涡轮发动机的柔性支撑结构
CN103089449A (zh) * 2011-10-27 2013-05-08 联合工艺公司 燃气涡轮发动机前中心体结构

Also Published As

Publication number Publication date
EP2811120A1 (en) 2014-12-10
EP2811120B1 (en) 2017-07-12
JP2014234822A (ja) 2014-12-15
JP5732562B2 (ja) 2015-06-10
EP4209661A3 (en) 2023-11-22
EP2949881A1 (en) 2015-12-02
BR102014007285B1 (pt) 2021-11-30
EP2949882A1 (en) 2015-12-02
EP4209661A2 (en) 2023-07-12
EP2949881B1 (en) 2018-08-29
EP2949882B1 (en) 2017-08-23
SG10201401514UA (en) 2015-01-29
CN104213985A (zh) 2014-12-17
CA2845618C (en) 2015-06-02
EP3467273A1 (en) 2019-04-10
RU2014110925A (ru) 2015-09-27
RU2639821C2 (ru) 2017-12-22
EP3467272A1 (en) 2019-04-10
CA2845618A1 (en) 2014-05-22
BR102014007285A2 (pt) 2015-05-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104213985B (zh) 用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构
US11635043B2 (en) Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US11174936B2 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US10590854B2 (en) Geared gas turbine engine
US9021778B2 (en) Differential gear system with carrier drive
EP2532841B1 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US8814503B2 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US20140133958A1 (en) Flexible Support Structure For A Geared Architecture Gas Turbine Engine
US20230235715A1 (en) Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant