CN104246197B - 燃气涡轮发动机的风扇驱动齿轮传动系统的阻尼器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及燃气涡轮发动机的风扇驱动齿轮传动系统的阻尼器。燃气涡轮发动机包括风扇部段。涡轮部段通过齿轮传动架构联接到风扇部段。所述齿轮传动架构包括在一位置相互间隔开地布置的扭矩框架和挠性支撑件。齿轮系通过扭矩框架支撑。阻尼器布置在位于所述位置的所述扭矩框架和所述挠性支撑件之间。

Description

燃气涡轮发动机的风扇驱动齿轮传动系统的阻尼器
技术领域
本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的风扇驱动齿轮传动系统的阻尼器。
背景技术
齿轮系被应用到燃气涡轮发动机中，以提供例如涡轮部段和风扇之间的齿轮减速。所述齿轮系相对于静态结构被支撑。在操作期间，所述齿轮系会产生振动输入到静态结构和其他部件上，这可能并非所期望的。此外，所述支撑结构可能传递振动输入到所述风扇驱动齿轮传动系统中，这种振动输入对于所述风扇驱动齿轮传动系统来说可能是重合的或不想要的。典型地，具有波纹件的挠性支撑件将齿轮系固定到静态结构上，以允许所述齿轮系与静态结构之间的一定相对运动。
发明内容
在一个示例性实施例中，用于燃气涡轮发动机的风扇驱动齿轮传动系统包括在一位置相互间隔开的第一构件和第二构件。齿轮系通过所述第一构件被支撑。阻尼器在所述位置处被设置在所述第一构件和第二构件之间。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述第一构件是扭矩框架。所述第二构件是具有波纹件的挠性支撑件。所述挠性支撑件被固接到静态结构。
在任何上述实施例中的另一实施例中，在相对于所述位置来说径向向内地间隔开的区域内，所述扭矩框架和所述挠性支撑件通过紧固件相互固定。
在任何上述实施例中的另一实施例中，多个阻尼器周向地布置在所述扭矩框架和所述挠性支撑件之间。所述波纹件被设置在所述紧固件和所述阻尼器之间。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述扭矩框架支撑供安装星齿轮的行星架。太阳轮相对于所述星齿轮在中心地且与所述星齿轮啮合地布置。齿圈外接所述星齿轮并且与所述星齿轮啮合。
在任何上述实施例中的另一实施例中，风扇联接到齿圈上，低速轴联接到所述太阳轮上。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述第一构件和第二构件分别包括第一孔和第二孔，所述第一孔和第二孔在轴向方向上相互对齐。所述阻尼器在所述第一孔和第二孔之间延伸并容纳在所述第一孔和第二孔内。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述阻尼器是具有相对的端部的管件，每个端部支撑密封件。每个密封件接合相应第一孔和第二孔。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述管件具有腔室。在所述管件中设置有孔并且所述孔与所述腔室流体连通。所述腔室在所述第一构件和第二构件之间提供粘性阻尼腔室。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述齿轮系和所述第二构件中的至少一者构造成产生振动输入。所述孔和所述粘性阻尼腔室构造成阻尼所述振动输入。
在任何上述实施例中的另一实施例中，每个端部包括容纳相应密封件的环形槽，横向侧被设置在每个端部上，其中相应端部的环形槽被设置在所述横向侧之间。所述横向侧设置有圆形锥部，所述圆形锥部远离相应端部的环形槽径向向内地延伸，并且构造成允许所述阻尼器相对于所述第一构件和第二构件的铰接。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述管件包括布置在所述端部之间的颈部，所述颈部具有比所述端部的直径更小的直径。
在一个示例性实施例中，用于燃气涡轮风扇驱动齿轮传动系统的阻尼器包括管件，所述管件具有相对的端部，每个端部具有环形槽。所述颈部布置在所述端部之间并且具有小于所述端部的直径的直径。横向侧被设置在每个端部上，其中相应端部的环形槽被设置在所述横向侧之间。所述横向侧具有圆形锥部，所述圆形锥部远离所述相应端部的环形槽径向向内地延伸。所述管件具有腔室，所述腔室在每个端部具有开口，孔被设置在所述管件中并且与所述腔室流体连通。
在任何上述实施例中的另一实施例中，密封件布置到所述环形槽中的每个中。
在任何上述实施例中的另一实施例中，多个孔围绕所述颈部的圆周设置。
在一个示例性实施例中，燃气涡轮发动机包括风扇部段。涡轮部段通过齿轮传动架构联接到所述风扇部段。所述齿轮传动架构包括在一位置相互间隔开的扭矩框架和挠性支撑件。齿轮系通过所述扭矩框架被支撑，阻尼器在所述位置处被设置在所述扭矩框架和挠性支撑件之间。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述燃气涡轮发动机包括太阳轮。星齿轮由行星架支撑，齿圈外接所述星齿轮。所述星齿轮与所述太阳轮和所述齿圈啮合。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述风扇部段包括联接到所述齿圈的风扇，所述涡轮部段包括高压涡轮部段和低压涡轮部段。低速轴支撑所述低压涡轮部段并联接到所述星齿轮。所述扭矩框架固接到静态结构。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述挠性支撑件具有波纹件。所述挠性支撑件固接到静态结构，多个阻尼器周向地布置在所述扭矩框架和挠性支撑件之间。
在任何上述实施例中的另一实施例中，所述扭矩框架和所述挠性支撑件分别包括第一孔和第二孔，所述第一孔和第二孔在轴向方向上相互对齐。所述阻尼器在所述第一孔和第二孔之间延伸并被容纳在所述第一孔和第二孔内。所述阻尼器由管件提供，所述管件具有相对的端部，每个端部支撑密封件。每个密封件接合相应第一孔和第二孔。所述管件具有腔室，孔被设置在所述管件中并且与所述腔室流体连通。所述腔室在所述扭矩框架和所述挠性支撑件之间提供粘性阻尼腔室。
附图说明
通过结合附图参考下列详细描述，本公开可以更进一步地被理解，在附图中：
图1示意性地示出燃气涡轮发动机的实施例。
图2是用于风扇驱动齿轮传动系统的周转齿轮系实施例的示意图。
图3是风扇驱动齿轮传动系统实施例的局部横截面示意图。
图4是如图2所示的风扇驱动齿轮传动系统的一部分的放大图。
图5是如图4所示的阻尼器实施例的透视图。
具体实施方式
图1示意性地示出了燃气涡轮发动机20。所述燃气涡轮发动机20在本文被公开为双轴涡扇，其总体上包括风扇部段22、压缩机部段24、燃烧器部段26和涡轮部段28。替代性的发动机可包括推力增强部段(未示出)、以及其他系统或特征。所述风扇部段22沿着旁通路径B驱动空气，而所述压缩机部段24沿着核心流动路径C驱动空气以用于压缩并传送至燃烧器部段26中，然后膨胀通过所述涡轮部段28。虽然在所公开的非限定性实施例中被描述为涡扇燃气涡轮发动机，但是应当理解的是，本文描述的概念不局限于结合涡扇使用，因为本教导可应用到包括三轴架构的其他类型的涡轮发动机上。
发动机20通常包括低速轴30和高速轴32，它们安装成经由多个轴承系统38绕发动机中心纵向轴线A相对于发动机静态结构36旋转。应当理解的是，可以替代性地或附加地提供位于各个位置的各种轴承系统38。
所述低速轴30通常包括内轴40，所述内轴将风扇42、低压(或第一)压缩机部段44和低压(或第一)涡轮部段46互连。所述内轴40通过齿轮传动架构48连接到风扇42，以驱动风扇42以比所述低速轴30更低的速度运行。所述高速轴32包括外轴50，所述外轴将高压(或第二)压缩机部段52和高压(或第二)涡轮部段54互连。燃烧器56布置在高压压缩机52和高压涡轮54之间。所述发动机静态结构36的中部涡轮框架57总体上布置在高压涡轮54和低压涡轮46之间。所述中部涡轮框架57支撑涡轮部段28中的一个或多个轴承系统38。所述内轴40和所述外轴50是同心的并且经由轴承系统38绕发动机中心纵向轴线A旋转，该发动机中心纵向轴线与它们的纵向轴线共线。如本文所使用的，“高压”压缩机或涡轮经历相比于对应“低压”压缩机或涡轮更高的压力。
核心空气流C通过低压压缩机44以及之后通过高压压缩机52来压缩，在燃烧器56中与燃料混合并燃烧，然后在高压涡轮54和低压涡轮46中膨胀。所述中部涡轮框架57包括位于核心空气流路径上的翼面59。所述涡轮46、54响应于所述膨胀而可旋转地驱动相应低速轴30和高速轴32。
在一个示例中，所述发动机20是高涵道比齿轮传动飞机发动机。在另一实施例中，所述发动机20的涵道比大于约六(6)，而在示例性实施例中大于十(10)，所述齿轮传动架构48是周转齿轮系，例如星形齿轮系统或其他齿轮系统，具有大于约2.3的齿轮减速比，且所述低压涡轮46具有大于约5的压力比。在一个公开的实施例中，发动机20的涵道比要大于约十(10∶1)，所述风扇的直径显著地要大于低压压缩机44的直径，所述低压涡轮46具有大于约5∶1的压力比。低压涡轮46的压力比是：在低压涡轮46的入口之前测量的压力与在废气喷嘴之前的在低压涡轮46的出口处的压力之比。但是应当理解的是，上述参数仅是齿轮传动架构发动机的仅示例性的一个实施例，并且本发明可以应用到包括直接驱动涡扇的其他燃气涡轮发动机。
由于高涵道比，显著量的推力由旁通流B来提供。发动机20的风扇部段22设计用于特定的飞行状况-典型地巡航在大约0.8马赫并且在35000英尺的高度。0.8马赫和35000英尺的飞行状况(其发动机处于其最好的燃料消耗)也被称作“布克特巡航单位推力燃料消耗率(TSFC)”，其是以每小时燃烧的燃料(磅质量)除以发动机在这个最小点产生的推力(磅力)的工业标准参数。“风扇压力比”是仅单独跨过风扇叶片的压力比，而不具备风扇出口导向叶片(FEGV)系统。根据一个非限制性实施例，在本文公开的所述低风扇压力比会小于约1.45。“低修正风扇尖端速度”是以英尺/秒计量的实际风扇尖端速度除以工业标准温度修正后的结果[(T环境兰氏温度/518.7)^0.5]。根据一个非限制性实施例，在此公开的所述“低修正风扇尖端速度”小于约1150英尺/秒。
在图2和3的齿轮室96中示意性地示出了示例性齿轮传动架构48。所述齿轮传动架构48包括太阳轮60，其联接到所述内轴40上，如图3所示。星齿轮62围绕太阳轮60周向地布置，并且与所述太阳轮60和齿圈64相互啮合，所述齿圈外接所述星齿轮62。在一个实施例中，所述齿圈64联接到所述风扇42上。应当理解的是，在图2和3中示出的所述齿轮传动架构48仅是示例性的并且可以以与所示的方式不同的方式来构造。
行星架66相对于太阳轮60和齿圈64来支撑星齿轮62。扭矩框架68通过销70连接到所述行星架66上。所述扭矩框架68通过挠性支撑件72固定到静态结构36上，该挠性支撑件具有波纹件以允许所述齿轮传动架构48相对于所述静态结构36的微小运动。在实施例中，紧固件73用来将扭矩框架68和挠性支撑件72(在一个实施例中是金属的)相互紧固，以有助于组装和拆卸所述齿轮传动架构48。但是，所述扭矩框架68和挠性支撑件72也在相对于紧固件73的径向向外的位置处在轴向方向上相互间隔开。
参见图3和4，所述扭矩框架68和挠性支撑件72分别包括第一和第二孔74、76，它们在轴向方向上相互对齐。在一个实施例中为金属的阻尼器78布置在所述扭矩框架68和挠性支撑件72之间，并且容纳于所述第一孔74和第二孔76内，所述齿轮传动架构48提供理想的刚度和/或避免了固有频率。在一个实施例中，多个阻尼器周向地布置在所述扭矩框架68和挠性支撑件72之间，如图2所示。应当理解的是，所述阻尼器78可以构造成任何期望的构造，且可以使用相比于所示的更多或更少的阻尼器78。
参考图4和5，所述阻尼器78由管件79提供，所述管件包括相对的端部80以及布置在这两个端部80之间的颈部82。所述颈部82具有比所述端部80的直径更小的直径。每个端部80包括环形槽84，所述环形槽容纳密封件92。在每个端部80上具有横向侧86，所述环形槽84布置在所述横向侧86之间。所述横向侧86设置有圆形锥部，其从所述环形槽84径向向内地延伸。较小直径的颈部82和具有锥度的横向侧86使得所述阻尼器78在振动期间围绕密封件92铰接在第一和第二孔74、76内，使得不产生在阻尼器78与所述扭矩框架68或所述挠性支撑件72之间的金属对金属的接触。
所述阻尼器78包括腔室88，所述腔室沿着阻尼器的轴向长度在设置在每个端部80处的开口90之间延伸。所述腔室88具有粘性阻尼腔室。一个或多个孔94例如布置在颈部82中，并且与所述腔室88流体连通。所述孔94允许在齿轮室96内的油雾进入所述腔室88。在所述腔室88内收集的任何油可以通过孔94排出。腔室88的容积以及孔94的尺寸、数量和构造被构造成阻尼来自齿轮传动架构48的振动输入。
尽管公开了示例性实施例，但是本领域的技术人员会认识到的是，一些修改会落入权利要求的范围内。出于该原因，应当研究以下权利要求以确定它们真正的范围和内容。

Claims (19)

1.一种用于燃气涡轮发动机的风扇驱动齿轮传动系统，包括：
在一位置相互间隔开的第一构件和第二构件；
由所述第一构件支撑的齿轮系；以及
阻尼器，所述阻尼器在所述位置处被设置在所述第一构件和第二构件之间，
其中，所述第一构件和第二构件分别包括第一孔和第二孔，所述第一孔和第二孔在轴向方向上相互对齐，所述阻尼器在所述第一孔和第二孔之间延伸并容纳在所述第一孔和第二孔内。
2.根据权利要求1所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，所述第一构件是扭矩框架，所述第二构件是具有波纹件的挠性支撑件，所述挠性支撑件被固接到静态结构。
3.根据权利要求2所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，在相对于所述位置来说径向向内地间隔开的区域内，所述扭矩框架和所述挠性支撑件通过紧固件相互固定。
4.根据权利要求3所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，多个阻尼器周向地布置在所述扭矩框架和所述挠性支撑件之间，所述波纹件被设置在所述紧固件和所述阻尼器之间。
5.根据权利要求2所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，所述扭矩框架支撑供安装星齿轮的行星架，太阳轮相对于所述星齿轮在中心地且与所述星齿轮啮合地布置，齿圈外接所述星齿轮并且与所述星齿轮啮合。
6.根据权利要求5所述的风扇驱动齿轮传动系统，还包括联接到所述齿圈上的风扇以及联接到所述太阳轮上的低速轴。
7.根据权利要求1所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，所述阻尼器是具有相对的端部的管件，每个端部支撑密封件，每个密封件接合相应第一孔和第二孔。
8.根据权利要求7所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，所述管件具有腔室，在所述管件中设置有孔并且所述孔与所述腔室流体连通，所述腔室在所述第一构件和第二构件之间提供粘性阻尼腔室。
9.根据权利要求8所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，所述齿轮系和所述第二构件中的至少一者构造成产生振动输入，所述孔和所述粘性阻尼腔室构造成阻尼所述振动输入。
10.根据权利要求7所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，每个端部包括容纳相应密封件的环形槽，横向侧被设置在每个端部上，其中相应端部的环形槽被设置在所述横向侧之间，所述横向侧设置有圆形锥部，所述圆形锥部远离相应端部的环形槽径向向内地延伸，并且构造成允许所述阻尼器相对于所述第一构件和第二构件的铰接。
11.根据权利要求10所述的风扇驱动齿轮传动系统，其特征在于，所述管件包括布置在所述端部之间的颈部，所述颈部具有比所述端部的直径更小的直径。
12.一种用于燃气涡轮风扇驱动齿轮传动系统的阻尼器，包括：
管件，所述管件具有相对的端部以及布置在所述端部之间的颈部，每个端部具有环形槽，所述颈部具有小于所述端部的直径的直径，横向侧被设置在每个端部上，其中相应端部的环形槽被设置在所述横向侧之间，所述横向侧具有圆形锥部，所述圆形锥部远离所述相应端部的环形槽径向向内地延伸，所述管件具有腔室，所述腔室在每个端部具有开口，孔被设置在所述管件中并且与所述腔室流体连通。
13.根据权利要求12所述的阻尼器，其特征在于，还包括布置到所述环形槽中的每个中的密封件。
14.根据权利要求12所述的阻尼器，其特征在于，多个孔围绕所述颈部的圆周设置。
15.一种燃气涡轮发动机，包括：
风扇部段；
通过齿轮传动架构联接到所述风扇部段的涡轮部段，所述齿轮传动架构包括：
在一位置相互间隔开地布置的扭矩框架和挠性支撑件；
由所述扭矩框架支撑的齿轮系；以及
阻尼器，所述阻尼器在所述位置处被设置在所述扭矩框架和挠性支撑件之间，
其中，所述扭矩框架和所述挠性支撑件分别包括第一孔和第二孔，所述第一孔和第二孔在轴向方向上相互对齐，所述阻尼器在所述第一孔和第二孔之间延伸并被容纳在所述第一孔和第二孔内。
16.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括太阳轮、由行星架支撑的星齿轮、以及外接所述星齿轮的齿圈，所述星齿轮与所述太阳轮和所述齿圈啮合。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述风扇部段包括联接到所述齿圈的风扇，所述涡轮部段包括高压涡轮部段和低压涡轮部段，低速轴支撑所述低压涡轮部段并联接到所述星齿轮，所述扭矩框架固接到静态结构。
18.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述挠性支撑件具有波纹件，所述挠性支撑件固接到静态结构，多个阻尼器周向地布置在所述扭矩框架和挠性支撑件之间。
19.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述阻尼器由管件提供，所述管件具有相对的端部，每个端部支撑密封件，每个密封件接合相应第一孔和第二孔，所述管件具有腔室，孔被设置在所述管件中并且与所述腔室流体连通，所述腔室在所述扭矩框架和所述挠性支撑件之间提供粘性阻尼腔室。
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SG (1) SG11201404967SA (zh)
WO (1) WO2013148542A1 (zh)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8585538B2 (en) * 2006-07-05 2013-11-19 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine
US8529197B1 (en) * 2012-03-28 2013-09-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine fan drive gear system damper
US9145830B2 (en) * 2012-06-04 2015-09-29 United Technologies Corporation Turbomachine geared architecture support assembly
EP2971698B1 (en) 2013-03-12 2021-04-21 Raytheon Technologies Corporation Flexible coupling for geared turbine engine
US9624827B2 (en) 2013-03-15 2017-04-18 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
US10724479B2 (en) 2013-03-15 2020-07-28 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
US20160208741A1 (en) * 2013-09-30 2016-07-21 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
US10731510B2 (en) 2014-05-16 2020-08-04 Raython Technologies Group Gas turbine engine with fluid damper
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US10518891B2 (en) 2014-11-21 2019-12-31 General Electric Company Turbine engine assembly and method of manufacturing thereof
US9739170B2 (en) 2014-12-30 2017-08-22 General Electric Company Flexibly damped mounting assemblies for power gear box transmissions in geared aircraft engine architectures
US10495004B2 (en) * 2015-09-17 2019-12-03 General Electric Company Multi-directional gearbox deflection limiter for a gas turbine engine
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US10234018B2 (en) 2015-10-19 2019-03-19 General Electric Company Planet gearbox with cylindrical roller bearing with under race lube scheme
US10107378B2 (en) * 2015-11-03 2018-10-23 General Electric Company Systems and methods for a gas turbine engine with combined multi-directional gearbox deflection limiters and dampers
US10113633B2 (en) 2016-01-28 2018-10-30 General Electric Company Gearbox planet squeeze film damper
US10274071B2 (en) 2016-01-28 2019-04-30 General Electric Company Gearbox planet squeeze film damper
US9677659B1 (en) 2016-01-28 2017-06-13 General Electric Company Gearbox planet attenuation spring damper
US10724375B2 (en) 2016-02-12 2020-07-28 General Electric Company Gas turbine engine with ring damper
FR3048999B1 (fr) * 2016-03-15 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Turboreacteur a faible jeu entre la soufflante et le carter de soufflante
US10935242B2 (en) 2016-07-07 2021-03-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10161264B2 (en) 2017-04-24 2018-12-25 United Technologies Corporation Helically actuated variable bearing damper
BE1026407B1 (fr) * 2018-06-22 2020-01-28 Safran Aero Boosters Sa Turbomachine a transmission hybride
US11940032B2 (en) 2018-08-14 2024-03-26 General Electric Company Damping device for damping shaft vibration
FR3087823B1 (fr) * 2018-10-26 2020-11-13 Safran Aircraft Engines Module de soufflante equipe d'une machine electrique pour une turbomachine d'aeronef
FR3090061B1 (fr) * 2018-12-13 2021-01-29 Safran Trans Systems Porte-satellites pour un reducteur de vitesse
US11415064B2 (en) * 2019-11-20 2022-08-16 Raytheon Technologies Corporation Geared architecture for gas turbine engine
US11971054B2 (en) 2020-10-19 2024-04-30 General Electric Company Damping device for damping shaft vibration
US20220163428A1 (en) * 2020-11-23 2022-05-26 General Electric Company Damper condition monitoring for a damper of a gas turbine engine
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11639688B1 (en) 2022-04-06 2023-05-02 General Electric Company Mounting for planetary gear systems

Citations (3)

* 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
CN101008350A (zh) * 2006-01-06 2007-08-01 通用电气公司 燃气轮机装置及其装配方法
EP2339146A1 (en) * 2009-12-22 2011-06-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4213661A (en) 1978-05-08 1980-07-22 United Technologies Corporation Bearing support structure combining fluid damping and spring damping apparatus
IT1180854B (it) 1984-01-24 1987-09-23 Dott Ing Giovanni Castellani Riduttore di velocita' pendolare planetario a corona autocentrante ed autoallineante bilanciata
JPS61286531A (ja) 1985-06-12 1986-12-17 Yanmar Diesel Engine Co Ltd タ−ボコンパウンド機関のパワ−タ−ビン出力回収装置
US4856377A (en) 1987-01-07 1989-08-15 Pratt & Whitney Canada Inc. Planetary gear system for a gas turbine engine
DE4120841C1 (zh) * 1991-06-25 1992-11-05 Fa. Carl Freudenberg, 6940 Weinheim, De
US6183388B1 (en) 1996-03-12 2001-02-06 Allison Engine Company, Inc. Epicyclic face gear reduction gearbox particularly for a gas turbine engine
US6212974B1 (en) * 1998-12-17 2001-04-10 United Technologies Corporation Variable stiffness positioning link for a gearbox
JP3731489B2 (ja) * 2001-03-22 2006-01-05 東海ゴム工業株式会社 粘性流体封入ダンパ
US6663526B2 (en) 2002-01-08 2003-12-16 Ford Global Technologies, Llc Transmission isolation assembly
JP2003247587A (ja) * 2003-02-27 2003-09-05 Tokai Rubber Ind Ltd 粘性流体封入ダンパ
EP1828574B1 (en) 2004-12-01 2010-11-03 United Technologies Corporation Close coupled gearbox assembly for a tip turbine engine
US7485066B2 (en) 2005-08-10 2009-02-03 Luk Lamellen Und Kupplungsbau Beteiligungs Kg Geared torque converter with multi-plate clutches and planetary gearset
US7704178B2 (en) * 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
US8753243B2 (en) * 2006-08-15 2014-06-17 United Technologies Corporation Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme
GB2449493B (en) * 2007-05-25 2009-08-12 Rolls Royce Plc Vibration damper assembly
JP2010255737A (ja) * 2009-04-24 2010-11-11 Hitachi Nico Transmission Co Ltd 遊星歯車装置
US8439637B2 (en) 2009-11-20 2013-05-14 United Technologies Corporation Bellows preload and centering spring for a fan drive gear system
US8672801B2 (en) 2009-11-30 2014-03-18 United Technologies Corporation Mounting system for a planetary gear train in a gas turbine engine
US8529197B1 (en) * 2012-03-28 2013-09-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine fan drive gear system damper

Patent Citations (3)

* 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
CN101008350A (zh) * 2006-01-06 2007-08-01 通用电气公司 燃气轮机装置及其装配方法
EP2339146A1 (en) * 2009-12-22 2011-06-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine

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