CN110325713B - 包括经优化以支撑低压轴的轴承架构的涡轮喷气发动机 - Google Patents

包括经优化以支撑低压轴的轴承架构的涡轮喷气发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN110325713B
CN110325713B CN201880012949.XA CN201880012949A CN110325713B CN 110325713 B CN110325713 B CN 110325713B CN 201880012949 A CN201880012949 A CN 201880012949A CN 110325713 B CN110325713 B CN 110325713B
Authority
CN
China
Prior art keywords
bearing
low
pressure
housing
pressure compressor
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
CN201880012949.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN110325713A (zh
Inventor
安东尼·让-菲利普·保加德
塞尔日·本雅明
特斐克·布德比匝
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN110325713A publication Critical patent/CN110325713A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110325713B publication Critical patent/CN110325713B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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
    • F02K3/025—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 by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F05D2220/3217—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage for the first stage of a compressor or a low pressure compressor
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/50—Bearings
    • F05D2240/54—Radial bearings
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/36—Arrangement of components in inner-outer relationship, e.g. shaft-bearing arrangements

Abstract

本发明涉及一种涡轮喷气发动机(10)，该涡轮喷气发动机包括入口壳体(12)、低压压缩机(14)、高压体、低压涡轮(22)以及排气壳体(24)。入口壳体和低压压缩机限定出空气入口通道，该空气入口通道在下游分成主流动通道和次级流动通道。低压轴(A2)由如下的轴承支撑：由入口壳体(12)承载的第一滚子轴承(130)、由中间壳体(15)承载的第二轴承(32)、由排气壳体(24)承载的第三轴承(34)以及由中间壳体(15)承载并布置在第一轴承(130)和第二轴承(32)之间的附加滚珠轴承(50)。轴承的这种构造使得要进行支撑的作用力水平能够提高并同时能够增大涵道比。

Description

包括经优化以支撑低压轴的轴承架构的涡轮喷气发动机
技术领域
本发明涉及涡轮喷气发动机领域，特别是涉及用于飞行器推进的涡轮喷气发动机。
更具体地，本发明涉及一种双体(corps)涡轮喷气发动机，该双体涡轮喷气发动机从上游到下游包括入口壳体、低压压缩机、高压体、通过低压轴连接到低压压缩机的低压涡轮、以及排气壳体，其中入口壳体和低压压缩机限定出涡轮喷气发动机的空气入口通道，该空气入口通道在低压压缩机的下游分成主流动通道和次级流动通道，并且其中低压轴由入口壳体承载的第一轴承、中间壳体承载的第二轴承以及由排气壳体承载的第三轴承支撑。
在这种涡轮喷气发动机中，从该进入的流在低压压缩机的下游分成主流和次级流的时候起，低压压缩机必须处理进入涡轮喷气发动机的所有流。此外，低压压缩机以相对高的速度，例如约10000rpm的速度运行。因此，低压压缩机会承受特别高的空气动力载荷，并且低压轴具有特定的弯曲模式。因此，这种涡轮喷气发动机的运行状况远不及如下类型的双流涡轮喷气发动机，该类型的双流涡轮喷气发动机包括在低压压缩机上游的风扇以及在风扇与低压压缩机之间的分流器。
背景技术
上述类型的已知双体、双流涡轮喷气发动机的具体示例具有低的涵道比，等于约0.3，并且具有的最大推力为约5.5吨(即约55kN)。
在这种类型的涡轮喷气发动机中，第一轴承是滚珠轴承，而第二轴承和第三轴承是滚子轴承。因此，大部分的轴向载荷由第一轴承承担，而大部分的径向载荷由第二轴承和第三轴承承担。
在新发动机的研发范围内，期望改进这种已知的涡轮喷气发动机，以便在不会减小其最大推力值的情况下显著增大其涵道比。关于涵道比的目标值例如为约1.5。
为了在不会显著增大涡轮喷气发动机的径向体积和轴向体积的情况下实现涵道比的这种增大，期望增大入口壳体的外直径，同时例如通过使入口壳体的毂部直径保持基本上不变来使该入口壳体的毂部比最小化。
然而，入口壳体的外直径增大意味着低压压缩机的轴向尺寸和径向尺寸增大，特别是导致了施加到低压压缩机的转子的轴向空气动力载荷增加，使得需要增大应该承受这些轴向载荷的第一轴承的尺寸。
然而，使容纳有第一轴承的入口壳体的毂部比最小化并不允许第一轴承的尺寸的这种增大。
发明内容
本发明的目的特别是在于提供针对该问题的简单、经济和有效的解决方案。
更一般地，本发明的目的在于能够使双体涡轮喷气发动机的入口壳体的横截面最大化。
为此，本发明提出了一种双体涡轮喷气发动机，该双体涡轮喷气发动机从上游到下游包括入口壳体、低压压缩机、高压体、低压涡轮以及排气壳体，其中低压压缩机包括低压压缩机转子，并且低压涡轮包括低压涡轮转子，该低压涡轮转子通过低压轴连接到低压压缩机转子，其中入口壳体和低压压缩机限定出涡轮喷气发动机的空气入口通道，该空气入口通道在低压压缩机的下游分成横穿高压体的主流动通道和围绕主流动通道延伸的次级流动通道，并且其中低压轴由入口壳体承载的第一轴承、中间壳体承载的第二轴承以及排气壳体承载的第三轴承支撑。
根据本发明，低压轴还由附加轴承支撑，该附加轴承由中间壳体承载并布置在第一轴承和第二轴承之间，以及第一轴承是滚子轴承，并且附加轴承是滚珠轴承。
由于附加轴承布置在第一轴承的下游的事实，使得可供该附加轴承使用的体积大于可供第一轴承使用的体积。因此，附加轴承的尺寸可以大于上述已知类型的涡轮喷气发动机的第一轴承的尺寸，并因此可以承受由于入口壳体的外直径增大而引起的更高的轴向载荷水平，例如施加到低压轴的轴向载荷水平。
此外，轴向载荷主要由附加轴承承担，本发明使得能够使用滚子轴承作为第一轴承。这种轴承甚至在尺寸中等的情况下就能够有效地承担低压轴的上游端部水平处的径向载荷。
可选地，涡轮喷气发动机可包括以下被单独采用或根据所有技术上可能的结合而采用的优选特征中的一个或多个：
-第一轴承布置在低压轴的上游端部的水平处；
-第一轴承径向面对入口壳体布置；
-第二轴承是滚子轴承；
-第二轴承径向面对中间壳体布置；
-第二轴承径向面对低压压缩机和中间壳体之间的接合部布置；
-第三轴承是滚子轴承；
-附加轴承径向面对低压压缩机布置；
-入口壳体包括外壳、内壳以及将外壳和内壳连接在一起的分配器；
-高压体包括高压压缩机和布置在高压压缩机下游的高压涡轮；
-高压压缩机包括高压压缩机转子，并且高压涡轮包括高压涡轮转子，该高压涡轮转子通过高压轴连接到高压压缩机转子；
-高压轴由第四轴承和第五轴承支撑，该第四轴承由中间壳体承载，并且该第五轴承置于高压轴和低压轴之间并布置在第四轴承的下游以及第三轴承的上游；
-第四轴承是滚珠轴承；
-第五轴承是滚子轴承。
附图说明
通过阅读以下作为非限制性示例并参照附图给出的描述，将更好地理解本发明，并且其他细节、优点和特征将变得明显，在附图中：
图1是已知类型的双体、双流涡轮喷气发动机的示意性轴向截面视图；
图2是图1的涡轮喷气发动机的示意性轴向截面半视图，示出了涡轮喷气发动机的高压轴和低压轴的轴承的布置；
图3是类似于图2的视图，示出了根据本发明的双体、双流涡轮喷气发动机。
在所有这些图中，相同的附图标记可以表示相同或类似的元件。
具体实施方式
图1示出了一种双体(corps)、双流涡轮喷气发动机10，该双体、双流涡轮喷气发动机10用于飞行器推进，并且从上游到下游通常包括界定出涡轮喷气发动机的空气入口13的入口壳体12、低压压缩机14、中间壳体15、高压压缩机16、燃烧室18、高压涡轮20、低压涡轮22以及排气壳体24。低压压缩机14和低压涡轮22形成低压体，而高压压缩机16和高压涡轮20形成高压体。入口壳体12、中间壳体15以及排气壳体24构成涡轮喷气发动机10的结构元件，通过这些结构元件使载荷从高压体和低压体传递到飞行器单元(cellule)。
入口壳体12包括外壳12A、形成入口壳体的毂部的内壳12B以及将外壳12A和内壳12B连接在一起的分配器12C，即一环形排的固定叶片。内壳通过定子入口锥形部25向上游延伸。
中间壳体15包括外壳15A、形成中间壳体的毂部的内壳15B以及将外壳15A和内壳15B连接在一起的结构臂15C。
以类似的方式，排气壳体24包括外壳24A、形成排气壳体的毂部的内壳24B以及将外壳24A和内壳24B连接在一起的结构臂24C。内壳24B通过排气锥形部26向下游延伸。
以公知的方式，低压压缩机14包括转子14A和定子，该转子14A由多个叶轮形成，并且该定子包括低压压缩机壳体14B和连接到该壳体的整流叶片14C。
以类似的方式，高压压缩机16包括转子16A和定子，该转子16A由多个叶轮形成，并且该定子包括高压压缩机壳体16B和连接到该壳体16B的整流叶片16C。
高压涡轮20包括转子20A和定子，该转子20A由叶轮形成，并且该定子包括高压涡轮壳体20B和连接到该壳体20B的分配器20C。
最后，低压涡轮22包括转子22A和定子，该转子22A由两个叶轮形成，并且该定子包括低压涡轮壳体22B和连接到该壳体22B的两个分配器22C。
压缩机14和压缩机16以及涡轮20和涡轮22的叶轮的数量显然是仅出于说明目的而给出，并且可以在不超出本发明范围的前提下变化。
涡轮喷气发动机的转子围绕涡轮喷气发动机的纵向轴线28旋转地安装。高压涡轮20的转子20A通过称为高压轴的轴A1旋转地驱动高压压缩机16的转子16A，而低压涡轮22的转子22A通过称为低压轴的另一个轴A2旋转地驱动低压压缩机14的转子14A。轴A1和轴A2以纵向轴线28为中心，高压轴A1以公知的方式围绕低压轴A2延伸。
在整个描述中，轴向方向或纵向方向X是涡轮喷气发动机的纵向轴线28的方向。此外，参照以纵向轴线28为中心的圆柱坐标系来定义径向方向R以及周向方向或切向方向T。最后，参照气体在涡轮喷气发动机中沿轴向方向X的总体流动来定义“上游”方向和“下游”方向。
入口壳体12和低压压缩机14限定出涡轮喷气发动机的空气入口通道，该空气入口通道在下游分成主流动通道和次级流动通道29，该主流动通道由高压压缩机16、燃烧室18以及涡轮20和涡轮22限定出，该次级流动通道29围绕主流动通道延伸。
以公知的方式，空气入口通道和主流动通道由环形包络面在内部界定出，该环形包络面特别是由入口锥形部25、入口的内壳12B、中间壳体的内壳15B、排气壳体的内壳24B、转子14A、16A、20A和22A的叶轮的内环形平台(在图中不可见)、以及分配器20C和22C和整流叶片14C、16C的内壳(在图中不可见)形成。
因此，在运行中，已经由空气入口13进入并已被低压压缩机14压缩的空气F1随后分成在主流动通道中循环的主流F2和在次级流动通道29循环的次级流F3。主流F2因此在高压压缩机16中被进一步压缩，然后与燃料混合并在燃烧室18中点燃，然后在高压涡轮20中进行膨胀，之后在低压涡轮22中进行膨胀，然后通过排气通道25逸出。次级流F3绕过主流动通道并在涡轮喷气发动机的出口处产生额外的推力。
图2示意性地示出了在该涡轮喷气发动机为上述已知类型的情况下涡轮喷气发动机10的结构。
因此，低压轴A2由入口壳体12承载的第一轴承30、中间壳体15承载的第二轴承32以及排气壳体24承载的第三轴承34支撑。此外，第一轴承30是滚珠轴承，而第二轴承32和第三轴承34是滚子轴承。这些轴承30、32和34显然容纳在上述环形包络面中。更具体地，轴承通常容纳在各自的润滑壳体中，该润滑壳体自身容纳在上述环形包络面中。
第一轴承30布置在低压轴A2的上游端部的水平处且径向面对入口壳体12和/或低压压缩机14的上游端部。第三轴承34布置在低压轴A2的下游端部且径向面对排气壳体24和/或低压涡轮22的下游端部。最后，第二轴承32轴向地布置在第一轴承30和第三轴承34之间且径向面对低压压缩机14和/或中间壳体15。
此外，高压轴A1由第四轴承42和第五轴承44支撑，该第四轴承42由中间壳体15承载，并且该第五轴承44置于高压轴A1和低压轴A2之间并布置在第四轴承的下游以及第三轴承的上游。这些轴承42和44显然也容纳在上述环形包络面中，或者更具体地说是容纳在各自的润滑壳体中，该润滑壳体自身容纳在上述环形包络面中。第四轴承42是径向面对高压压缩机16布置的滚珠轴承，而第五轴承44是轴向布置在高压涡轮20和低压涡轮22之间的滚子轴承。
如上所文所说明的，本发明的目的在于能够在不会显著增加该涡轮喷气发动机的径向体积和轴向体积的情况下增大涡轮喷气发动机10的涵道比。
为此，希望增大入口壳体12的外直径，同时例如在使内壳12B的直径保持基本不变时使该入口壳体12的毂部比最小化，即，使内壳12B的直径与外壳12A的直径之间的比值最小化。
如上文所说明的，入口壳体12的外直径增大意味着低压压缩机14的轴向尺寸和径向尺寸增大，并且因此增加了施加到低压压缩机14的转子14A、从而施加到低压轴A2的轴向空气动力载荷。轴向空气动力载荷的这种增加使得需要增大应该承担这些轴向载荷的第一轴承的尺寸。
然而，使容纳有第一轴承的入口壳体的毂部比最小化并不允许第一轴承的尺寸的这种增大。
此外，低压压缩机14的尺寸增大还意味着由低压压缩机施加到低压轴A2的前部(该前部面向低压压缩机定位)的径向载荷增加。
图3示意性地示出了根据本发明的为了解决上述技术问题而改进的涡轮喷气发动机10的结构。
在根据本发明的该涡轮喷气发动机10中，低压轴A2还由附加轴承50支撑，该附加轴承50由中间壳体15承载并布置在第一轴承30和第二轴承32之间。
该附加轴承50为滚珠轴承，从而使得可以确保承担施加到低压轴A2的大部分轴向载荷，并且以辅助的方式承担施加到该低压轴的径向载荷。
由于该附加轴承50布置在第一轴承130的下游，优选径向面对低压压缩机的事实，使得可供该附加轴承50使用的体积大于可供第一轴承130使用的体积。因此，附加轴承50的尺寸可以大于图2的已知涡轮喷气发动机的第一轴承的尺寸，从而能够承受由于入口壳体12的外直径增大而引起的更高水平的施加到低压轴A2的轴向载荷。
此外，轴向载荷主要由附加轴承50承担，根据本发明，第一轴承130为滚子轴承。这种轴承虽然尺寸中等，但能够有效承担低压轴A2的上游端部水平处的径向载荷。
此外，由于第一轴承130和附加轴承50之间的轴向距离D1与图2的涡轮喷气发动机的第一轴承30和第二轴承32之间的轴向距离D0相比减小了，因此，与图2的已知涡轮喷气发动机中的轴承相比，第一轴承130和附加轴承50更有效地承担低压轴A2的前部中的径向载荷。因此，第一轴承130和附加轴承50使得可以承受由低压压缩机的尺寸增大而引起的这些径向载荷的增加。
考虑到存在附加轴承50，第二轴承32可选地相对于该第二轴承32在图2的已知涡轮喷气发动机中的位置向下游移位。因此，第二轴承32可径向面对中间壳体15布置，或径向面对低压压缩机14和中间壳体15之间的接合部布置，如图3中非常示意性地示出的。在所有情况下，本发明使得可以避免使第二轴承32和第三轴承34之间的轴向距离D2增大，轴向距离D2的这种增大将会不利于涡轮喷气发动机的正确运行。实际上，该轴向距离的增大将会具有使低压轴A2的第一弯曲本征模式的频率降低的结果，其风险在于该频率落入涡轮喷气发动机的运行范围内，在这种情况下涡轮喷气发动机将不再满足如下的要求，根据该要求，第一本征模式的频率必须大于与在正常运行期间为低压轴提供的最大速度对应的频率的120％(通常称为“红线”)。
在这里所示的特定情况(其中涡轮喷气发动机包括诸如上述第五轴承44的轴间轴承)下，必须特别注意弯曲本征模式，这是因为高压轴在某些旋转频率下能够离开低压轴。在这种情况下，通过本发明所获得的优点更加可观。
应注意，在本发明的优选实施例中，上述轴承是涡轮喷气发动机的确保高压和低压轴的引导和定心的唯一轴承。

Claims (18)

1.双体涡轮喷气发动机(10)，其特征在于，所述双体涡轮喷气发动机从上游到下游包括入口壳体(12)、低压压缩机(14)、中间壳体(15)、高压体、低压涡轮(22)以及排气壳体(24)，
其中，所述低压压缩机(14)包括低压压缩机转子(14A)，并且所述低压涡轮(22)包括低压涡轮转子(22A)，所述低压涡轮转子通过低压轴(A2)连接到所述低压压缩机转子，
其中，所述入口壳体(12)包括外壳(12A)、限定所述入口壳体的毂部的内壳(12B)以及将所述入口壳体(12)的外壳(12A)和内壳(12B)连接在一起的一环形排的叶片(12C)，
其中，所述中间壳体(15)包括外壳(15A)、限定所述中间壳体的毂部的内壳(15B)以及将所述中间壳体(15)的外壳(15A)和内壳(15B)连接在一起的结构臂(15C)，
其中，所述排气壳体(24)包括外壳(24A)、限定所述排气壳体的毂部的内壳(24B)以及将所述排气壳体(24)的外壳(24A)和内壳(24B)连接在一起的结构臂(24C)，
其中，所述入口壳体(12)和所述低压压缩机(14)限定出所述涡轮喷气发动机的空气入口通道，所述空气入口通道在所述低压压缩机(14)的下游分成穿过所述高压体的主流动通道和围绕所述主流动通道延伸的次级流动通道(29)，
其中，所述低压轴(A2)由以下轴承支撑：
-由所述入口壳体(12)承载的第一轴承(130)，
-由所述中间壳体(15)承载的第二轴承(32)，以及
-由所述排气壳体(24)承载的第三轴承(34)，
其中，所述低压轴(A2)还由附加轴承(50)支撑，所述附加轴承由所述中间壳体(15)承载并布置在所述第一轴承(130)和所述第二轴承(32)之间，
其中，所述第一轴承(130)是滚子轴承，并且所述附加轴承(50)是滚珠轴承，以及
其中，所述第一轴承(130)径向面对所述低压压缩机(14)的上游端部布置。
2.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第一轴承(130)布置在所述低压轴(A2)的上游端部的水平处。
3.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第二轴承(32)是滚子轴承。
4.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第二轴承(32)径向面对所述中间壳体(15)布置。
5.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第三轴承(34)是滚子轴承。
6.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其中，所述附加轴承(50)径向面对所述低压压缩机(14)布置。
7.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其中，所述高压体包括高压压缩机(16)和布置在所述高压压缩机(16)的下游的高压涡轮(20)，
其中，所述高压压缩机(16)包括高压压缩机转子(16A)，所述高压涡轮(20)包括高压涡轮转子(20A)，所述高压涡轮转子通过高压轴(A1)连接到所述高压压缩机转子，以及
其中，所述高压轴(A1)由第四轴承(42)和第五轴承(44)支撑，所述第四轴承由所述中间壳体(15)承载，并且所述第五轴承置于所述高压轴(A1)和所述低压轴(A2)之间并布置在所述第四轴承(42)的下游以及所述第三轴承(34)的上游。
8.根据权利要求7所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第四轴承(42)是滚珠轴承。
9.根据权利要求7所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第五轴承(44)是滚子轴承。
10.双体涡轮喷气发动机(10)，其特征在于，所述双体涡轮喷气发动机从上游到下游包括入口壳体(12)、低压压缩机(14)、中间壳体(15)、高压体、低压涡轮(22)以及排气壳体(24)，
其中，所述低压压缩机(14)包括低压压缩机转子(14A)，并且所述低压涡轮(22)包括低压涡轮转子(22A)，所述低压涡轮转子通过低压轴(A2)连接到所述低压压缩机转子，
其中，所述入口壳体(12)包括外壳(12A)、限定所述入口壳体的毂部的内壳(12B)以及将所述入口壳体(12)的外壳(12A)和内壳(12B)连接在一起的一环形排的叶片(12C)，
其中，所述中间壳体(15)包括外壳(15A)、限定所述中间壳体的毂部的内壳(15B)以及将所述中间壳体(15)的外壳(15A)和内壳(15B)连接在一起的结构臂(15C)，
其中，所述排气壳体(24)包括外壳(24A)、限定所述排气壳体的毂部的内壳(24B)以及将所述排气壳体(24)的外壳(24A)和内壳(24B)连接在一起的结构臂(24C)，
其中，所述入口壳体(12)和所述低压压缩机(14)限定出所述涡轮喷气发动机的空气入口通道，所述空气入口通道在所述低压压缩机(14)的下游分成穿过所述高压体的主流动通道和围绕所述主流动通道延伸的次级流动通道(29)，
其中，所述低压轴(A2)由以下轴承支撑：
-由所述入口壳体(12)承载的第一轴承(130)，
-由所述中间壳体(15)承载的第二轴承(32)，以及
-由所述排气壳体(24)承载的第三轴承(34)，
其中，所述低压轴(A2)还由附加轴承(50)支撑，所述附加轴承由所述中间壳体(15)承载并布置在所述第一轴承(130)和所述第二轴承(32)之间，
其中，所述第一轴承(130)是滚子轴承，并且所述附加轴承(50)是滚珠轴承，以及
其中，所述第二轴承(32)径向面对所述低压压缩机(14)和所述中间壳体(15)之间的接合部布置。
11.根据权利要求10所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第一轴承(130)径向面对所述入口壳体(12)布置。
12.根据权利要求10所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第一轴承(130)布置在所述低压轴(A2)的上游端部的水平处。
13.根据权利要求10所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第二轴承(32)是滚子轴承。
14.根据权利要求10所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第三轴承(34)是滚子轴承。
15.根据权利要求10所述的涡轮喷气发动机，其中，所述附加轴承(50)径向面对所述低压压缩机(14)布置。
16.根据权利要求10所述的涡轮喷气发动机，其中，所述高压体包括高压压缩机(16)和布置在所述高压压缩机(16)的下游的高压涡轮(20)，
其中，所述高压压缩机(16)包括高压压缩机转子(16A)，所述高压涡轮(20)包括高压涡轮转子(20A)，所述高压涡轮转子通过高压轴(A1)连接到所述高压压缩机转子，以及
其中，所述高压轴(A1)由第四轴承(42)和第五轴承(44)支撑，所述第四轴承由所述中间壳体(15)承载，并且所述第五轴承置于所述高压轴(A1)和所述低压轴(A2)之间并布置在所述第四轴承(42)的下游以及所述第三轴承(34)的上游。
17.根据权利要求16所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第四轴承(42)是滚珠轴承。
18.根据权利要求16所述的涡轮喷气发动机，其中，所述第五轴承(44)是滚子轴承。
CN201880012949.XA 2017-02-07 2018-02-06 包括经优化以支撑低压轴的轴承架构的涡轮喷气发动机 Active CN110325713B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1700130 2017-02-07
FR1700130A FR3062681B1 (fr) 2017-02-07 2017-02-07 Turboreacteur a architecture de paliers optimisee pour le support d'un arbre basse pression
PCT/FR2018/050287 WO2018146411A1 (fr) 2017-02-07 2018-02-06 Turboréacteur à architecture de paliers optimisée pour le support d'un arbre basse pression

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110325713A CN110325713A (zh) 2019-10-11
CN110325713B true CN110325713B (zh) 2022-07-15

Family

ID=59520949

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201880012949.XA Active CN110325713B (zh) 2017-02-07 2018-02-06 包括经优化以支撑低压轴的轴承架构的涡轮喷气发动机

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11187107B2 (zh)
EP (1) EP3580432B1 (zh)
CN (1) CN110325713B (zh)
FR (1) FR3062681B1 (zh)
WO (1) WO2018146411A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11391179B2 (en) 2019-02-12 2022-07-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with bearing support structure
US11346249B2 (en) 2019-03-05 2022-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with feed pipe for bearing housing
FR3118788B1 (fr) 2021-01-13 2022-12-09 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un dispositif de déshuilage d’un écoulement d’air de refroidissement

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050232755A1 (en) * 2004-04-14 2005-10-20 Snecma Moteurs System for blocking a main shaft of an engine having a fusible bearing
US20050254945A1 (en) * 2004-05-12 2005-11-17 Vanduyn Keven G Bearing support
US20160363211A1 (en) * 2015-06-10 2016-12-15 Rolls-Royce Plc Geared gas turbine engine

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1527370A (fr) * 1966-09-26 1968-05-31 Gen Electric Rotor de moteur à turbine à gaz
GB1135129A (en) * 1967-09-15 1968-11-27 Rolls Royce Gas turbine engine
US3844110A (en) * 1973-02-26 1974-10-29 Gen Electric Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system
US6944580B1 (en) * 2000-06-30 2005-09-13 United Technologies Corporation Method and system for designing frames and cases
US7249929B2 (en) * 2003-11-13 2007-07-31 United Technologies Corporation Bleed housing
GB0502324D0 (en) * 2005-03-14 2005-03-16 Rolls Royce Plc A multi-shaft arrangement for a turbine engine
DE102008023990A1 (de) * 2008-05-16 2009-11-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Zwei-Wellen-Triebwerk für eine Fluggasturbine
US9068571B2 (en) * 2009-04-03 2015-06-30 Ergoseal, Inc. Seal for oil-free rotary displacement compressor
FR2957976B1 (fr) * 2010-03-26 2013-04-12 Snecma Dispositif d'etancheite pour une enceinte d'huile d'un turboreacteur
US20130195647A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Marc J. Muldoon Gas turbine engine bearing arrangement including aft bearing hub geometry
US8807916B2 (en) * 2012-09-27 2014-08-19 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
BR112015027090A2 (pt) * 2013-05-14 2017-07-25 Gen Electric método de formação de uma pá-guia de saída de tecido compósito e pá-guia de saída
DE102013213517A1 (de) * 2013-07-10 2015-01-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugtriebwerk
FR3031136B1 (fr) 2014-12-26 2019-11-01 Safran Aircraft Engines Rotor de turbomachine a surfaces d'appui optimisees
FR3034465B1 (fr) 2015-04-03 2017-05-05 Snecma Turbomoteur comportant deux flux de ventilation distincts
US10364749B2 (en) * 2015-12-18 2019-07-30 United Technologies Corporation Cooling air heat exchanger scoop
US10385868B2 (en) * 2016-07-05 2019-08-20 General Electric Company Strut assembly for an aircraft engine
US10823064B2 (en) * 2016-10-06 2020-11-03 General Electric Company Gas turbine engine
FR3062678B1 (fr) * 2017-02-07 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Turboreacteur a double flux comprenant une veine intermediaire dediee a l'alimentation en air par des bras radiaux d'un carter d'echappement de ce turboreacteur
FR3063313B1 (fr) * 2017-02-28 2022-10-28 Safran Aircraft Engines Agencement d'entree de moteur d'aeronef comprenant un decoupleur mecanique

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050232755A1 (en) * 2004-04-14 2005-10-20 Snecma Moteurs System for blocking a main shaft of an engine having a fusible bearing
US20050254945A1 (en) * 2004-05-12 2005-11-17 Vanduyn Keven G Bearing support
US20160363211A1 (en) * 2015-06-10 2016-12-15 Rolls-Royce Plc Geared gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
WO2018146411A1 (fr) 2018-08-16
EP3580432A1 (fr) 2019-12-18
EP3580432B1 (fr) 2021-07-07
US20200232339A1 (en) 2020-07-23
FR3062681A1 (fr) 2018-08-10
US11187107B2 (en) 2021-11-30
FR3062681B1 (fr) 2020-11-20
CN110325713A (zh) 2019-10-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7412819B2 (en) Turbojet architecture with two fans at the front
CN107061017B (zh) 燃气涡轮发动机的具有形状记忆合金构件的转子支撑系统
US7775758B2 (en) Impeller rear cavity thrust adjustor
CN110325713B (zh) 包括经优化以支撑低压轴的轴承架构的涡轮喷气发动机
CN109477389B (zh) 用于涡轮中的机内排出回路的密封件的系统和方法
EP1900910B1 (en) Thrust bearing housing for a gas turbine engine
WO2016024461A1 (ja) 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン
US9995179B2 (en) Compressor assembly for turbocharger burst containment
US10330121B2 (en) Systems and methods for axial compressor with secondary flow
EP2899368A1 (en) Gas turbine engine assembly with diffuser vane count and fuel injection assembly count relationships
EP3489527B1 (en) Compressor with offset diffuser for integral bleed
US9856740B2 (en) Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine engine
US10240461B2 (en) Stator rim for a turbine engine
US20050002781A1 (en) Compressor for a gas turbine engine
US20210277901A1 (en) Single wheel multi-stage radially-layered regenerative pump
US20180216576A1 (en) Supersonic turbofan engine
US10495111B2 (en) Compressor stage
EP3112634B1 (en) Advanced distributed engine architecture-design alternative
JP6449218B2 (ja) トランジションダクト、タービン、及びガスタービンエンジン
CN113167174B (zh) 具有游星或行星减速器的双流涡轮喷气发动机布置
US11885242B2 (en) Diffuser ring with air manifold
EP4325059A1 (en) Compressor having a dual-impeller
US10753393B2 (en) Bearing assembly
US20190301487A1 (en) Compressor And Turbocharger
JPH07293335A (ja) エアターボラムジェットエンジン

Legal Events

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