CN1952368B - 燃气轮机装置及其装配方法 - Google Patents

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Abstract

用于装配燃气轮机(10)的方法包括提供至少部分由框架(13)限定并且具有可围绕中心燃气轮机的纵轴(11)旋转的驱动轴(32)的中心燃气轮机(12)。低压涡轮(14)连接到中心涡轮机上。反向旋转的风扇装置连接到低压涡轮上。反向旋转的风扇装置(50)包括第一风扇装置和第二风扇装置(52)。增压压缩机(24)连接到第二风扇装置上。齿轮箱(100)固定地连接到框架上，从而使得齿轮箱围绕驱动轴环绕地设置。第一风扇装置可旋转地连接到齿轮箱的输入(104)上，从而使得第一风扇装置以第一方向(80)旋转。第二风扇装置可旋转地连接到齿轮箱的输出(106)上，从而使得第二风扇装置以与第一方向相反的第二方向(82)旋转。

Description

燃气轮机装置及其装配方法
技术领域
本发明通常涉及燃气轮机，并且尤其涉及燃气轮机装置及其装配方法。
背景技术
至少一些已知的燃气轮机包括前部的风扇、中心发动机和动力涡轮。该中心发动机包括至少一个压缩机、燃烧器、高压涡轮和低压涡轮，它们以串行流关系结合在一起。更具体的，压缩机和高压涡轮通过一轴结合以定义高压转子装置。进入到中心发动机的空气与燃料混合并且被点燃以形成高能气流。高能气流流过高压涡轮，以可旋转地驱动高压涡轮，从而使得该轴接着可旋转地驱动压缩机。
当气流流过设置在高压涡轮前方的低压涡轮时，该气流膨胀。低压涡轮包括转子装置，该装置具有连接到驱动轴上的风扇。低压涡轮通过驱动轴可旋转地驱动该风扇。为了便于增加发动机效率，至少一个已知的燃气轮机包括反向旋转的低压涡轮，该低压涡轮连接到反向旋转的风扇和/或反向旋转的增压压缩机上。
外部旋转筒、旋转框架、中部涡轮框架和两个同心轴都安装在燃气轮机中以便于支撑反向旋转的低压涡轮。上述部件的安装还能够使得第一风扇装置连接到第一涡轮上以及第二风扇装置连接到第二涡轮上，从而使得第一风扇装置和第二风扇装置每个分别以与第一涡轮和第二涡轮相同的方向旋转。因此，这样的发动机的总的重量、设计复杂性和/或制造成本增加了。
发明简述
在一个实施例中，本发明提供了用于装配燃气轮机的方法。该方法包括提供至少部分由框架限定并且具有可围绕中心燃气轮机的纵轴旋转的驱动轴的中心燃气轮机。低压涡轮连接到中心燃气轮机上。包括第一风扇装置和第二风扇装置的反向旋转的风扇装置连接到低压涡轮上。增压压缩机连接到第二风扇装置。齿轮箱固定地连接到框架上，从而使得齿轮箱围绕驱动轴环绕地设置。第一风扇装置可旋转的安装到齿轮箱的输入上，从而使得第一风扇装置以第一方向旋转。第二风扇装置可旋转的连接到齿轮箱的输出上，从而使得第二风扇装置以与第一方向相反的第二方向旋转。
在另一个实施例中，提供用于可操作的连接齿轮箱到反向旋转的风扇装置上的花键系统。该花键系统包括连接所述齿轮箱的输入到轴承支撑结构上的第一花键装置。第二花键装置可滑动的连接轴承支撑结构的第一部分到轴承支撑结构的第二部分上。第三花键装置可滑动的连接齿轮箱的输出到输出结构上。花键系统将齿轮箱与反向旋转的风扇装置产生的轴向负荷分隔开。
在进一步的实施例中，提供涡轮机装置。该涡轮机装置包括至少部分由框架限定并且具有可围绕中心涡轮机的纵轴旋转的驱动轴的中心涡轮机。低压涡轮连接到中心涡轮机上。齿轮箱相对低压涡轮固定地连接。第一风扇装置连接到齿轮箱的输入上。第一风扇装置可以第一旋转方向旋转。第二风扇装置连接到齿轮箱的输出上。第二风扇装置以与所述第一方向相反的第二旋转方向旋转。花键系统将齿轮箱与第一风扇装置和第二风扇装置的至少一个产生的轴向负荷分隔开。
附图说明
图1是示例的涡轮机装置一部分的横截面视图；
图2是图1所示的反向旋转的风扇装置一部分的放大的横截面视图；
图3是图2所示的反向旋转的风扇装置一部分的放大的横截面视图；和
图4是图2所示的反向旋转的风扇装置一部分的放大的横截面视图。
具体实施方式
图1是具有纵轴11的示例的涡轮机装置10一部分的横截面视图。在示例的实施例中，涡轮机装置10包括通常由框架13限定的中心燃气轮机12。低压涡轮14轴向连接到中心燃气轮机12的后部，并且反向旋转风扇装置16轴向连接到中心燃气轮机12的前部。
中心燃气轮机12包括外壳20，其定义了环形中心发动机入口22。外壳20围绕着低压增压压缩机24以便于增加进气的压力到第一压力水平。在一个实施例中，中心燃气轮机12是中心CFM56燃气轮机，其可以从俄亥俄州辛辛那提的通用电气航空发动机公司中获得。
高压、多级、轴流压缩机26从增压压缩机24中接收加压的空气，并且进一步增加空气的压力到更高的第二压力水平。高压空气被引导入燃烧室28并且与燃料相混合。燃料空气混合气被点燃以提升加压空气的温度和能量水平。高能燃烧产物流到第一或者高压涡轮30以用于通过第一可旋转驱动轴32驱动压缩机26，然后流入第二或者低压涡轮14以便于通过第二可旋转驱动轴34驱动反向旋转风扇装置16和增压压缩机24，该第二可旋转驱动轴34与第一驱动轴32同轴连接。在驱动低压涡轮14之后，燃烧产物通过排气喷嘴36离开涡轮机装置10以提供推进的喷气式推力。
反向旋转风扇装置16包括第一或者前部的风扇装置50和第二或者后部的风扇装置52，它们被构造围绕纵轴11旋转。术语“前部的风扇”和“后部的风扇”在此用于表示风扇装置50是轴向连接在风扇装置52的上游。在一个实施例中，风扇装置50和52被设置在中心燃气轮机12的前端，如图1-3所示。在一个可选择的实施例中，风扇装置50和52设置在中心燃气轮机12的后端。风扇装置50和52每个分别包括至少一排转子叶片60和62，并且设置在吊舱64之中。转子叶片60连接到转子盘66上并且转子叶片62连接到转子盘68上。
在一个实施例中，增压压缩机24包括多排转子叶片70，这些转子叶片70被连接到对应的转子盘72上。增压压缩机24设置在入口导向叶片装置74的后部并且连接到后部的风扇装置52上，从而使得增压压缩机24以基本上等于后部的风扇装置52转速的转速进行旋转。虽然增压压缩机24被示出仅具有三排转子叶片70，增压压缩机24可具有任意合适数目和/或排的转子叶片70，例如单排转子叶片70或者多排转子叶片70，它们与多排导向叶片76相互交叉。在一个实施例中，入口导向叶片76被固定或者可靠地连接到增压器壳体78上。在一个可选择的实施例中，转子叶片70可旋转地连接到转子盘72上，从而使得入口导向叶片76在发动机运行期间是可移动的，以便于改变被引导通过增压压缩24的空气量。在另一个可选择的实施例中，涡轮机装置10没有包括增压压缩机24。
如图1所示，低压涡轮14通过轴34连接到前部的风扇装置50上，使得前部的风扇装置50以第一旋转方向80进行旋转。后部的风扇装置52连接到驱动轴34和/或低压涡轮14上，使得后部的风扇装置52以相反的第二旋转方向82进行旋转。
图2是如图1所示的反向旋转风扇装置16一部分的示意图。在一个实施例中，第一风扇装置50包括围绕纵轴11设置的圆锥体84。圆锥体84在第一或者前端86连接到转子盘66上并且在第二或者后端88连接到驱动轴34上，如图2所示。第二风扇装置52包括沿着纵轴11围绕圆锥体84的至少一部分同轴设置的圆锥体90。圆锥体90在第一或者前端92连接到转子盘68上，并且在第二或者后端94连接到齿轮箱100的输出上和/或通过滚动轴承装置连接到圆锥体84的后端88上，如下面更详细地描述的。
图3是如图2所示的反向旋转的风扇装置16一部分的示意图。在一个实施例中，反向旋转的风扇装置16还包括齿轮箱100，其连接在后部的风扇装置52和驱动轴34之间以便于以与前部的风扇装置50旋转的方向80相反的旋转方向82旋转后部的风扇装置52。齿轮箱100具有大体环形形状并且被构造为环绕着驱动轴34进行设置，以基本上围绕驱动轴34进行延伸。如图3所示，齿轮箱100包括支撑结构102、连接在支撑结构在102之中的至少一个齿轮103、输104和输出106。
在一个实施例中，齿轮箱100具有大约2.0比1的传动比，从而使得前部的风扇装置50以后部的风扇装置52的转速的大约2倍的转速进行旋转。在另一个实施例中，前部的风扇装置50以比后部的风扇装置52的转速快大约0.67和大约2.1倍之间的转速进行旋转。在这个实施例中，前部的风扇装置50以大于、等于或者小于后部的风扇装置52转速的转速进行旋转。
在一个实施例中，第一轴承装置，例如在图1-3中所示的推力轴承装置110，围绕驱动轴34和/或纵轴11进行设置。推力轴承装置110可运行地结合和/或安装在驱动轴34和中心燃气轮机12的框架13之间。进一步参见图3，在一个实施例中，推力轴承装置110包括径向设置的内圈111，其相对于驱动轴34进行安装。如图3所示，内圈111安装到驱动轴延伸部分112上，该延伸部分112可操作地连接到驱动轴34上，从而使得内圈111可与驱动轴34一起围绕纵轴11进行旋转。在一个特定的实施例中，驱动轴延伸部分112花键连接到驱动轴34上。内圈111具有限定了推力轴承装置110的内槽114的表面113。限定内槽114的表面113具有大致弓形轮廓。
推力轴承110还包括径向设置的外圈116，其固定地连接到框架13上。在一个实施例中，外圈116和/或框架13作为地，用于传送由反向旋转风扇装置16和/或增压压缩机24发展或者产生的推力负荷和/或作用力，如下面更详细讨论。外圈116具有表面117，其通常与表面113相对，该表面117形成了推力轴承装置110的外槽118。限定外槽118的表面117具有大致弓形轮廓。至少一个滚子元件，例如多个轴承119，可移动地设置在内圈111和外圈116之间。每个轴承119与内槽114和外槽118滚动接触，以允许驱动轴34相对于齿轮箱100自由旋转。
参见图4，第二轴承装置，例如推力轴承装置120，径向围绕纵轴11设置。在一个实施例中，推力轴承装置120可运行地结合和/或安装在第一风扇装置50的前端部分(例如处于或者接近圆锥体84的前端86)和第二风扇装置52的前端部分(例如处于或者接近圆锥体90的前端92)两者之间。在一个实施例中，推力轴承120包括径向设置的内圈122，其相对于圆锥体84的外表面安装。如图4所示，内圈122安装到圆锥体84上，从而使得内圈122与第一风扇装置50围绕纵轴11是可旋转的。内圈122具有表面123，其限定了推力轴承装置110的内槽124。限定内槽124的表面123具有大致弓形轮廓。
推力轴承装置120包括径向设置的外圈126，其相对于圆锥体90的内表面安装。如图4所示，内圈122安装到圆锥体90上，从而使得外圈126可与第二风扇装置52一起围绕纵轴11旋转。外圈126具有表面127，其通常与表面123相对，该表面127形成了推力轴承装置120的外槽128。限定外槽128的表面127具有大致弓形轮廓。至少一个滚子元件，例如多个轴承129，可移动地设置在内圈122和外圈126之间。每个轴承129与内槽124和外槽128滚动接触，以便于进行第一风扇装置50和/或第二风扇装置52的相对旋转运动。
在一个实施例中，推力轴承装置110和/或120有助于在相对固定的轴向位置保持前部的风扇装置50和/或后部的风扇装置52。在反向旋转风扇装置16的运行期间，由第一风扇装置50产生的推力负荷和/或作用力直接从第一风扇装置50中传送到第一推力轴承装置110中。而且，在运行期间，由第二风扇装置52和/或增压压缩机24产生的推力负荷和/或作用力从第二风扇装置52和/或增压压缩机24传送到第二推力轴承装置120中，并且从第二推力轴承装置120通过驱动轴34传送到第一推力轴承110中。作为传送推力负荷和/或作用力到推力轴承装置110和/或推力轴承装置120的结果，通过可操作地连接到第二风扇装置52的齿轮箱100的推力负荷和/或作用力的传送可防止或者限制。在一个可选择的实施例中，对于本领域技术人员已知的和可以通过在此提供的教导引导出的任意合适的轴承装置能够用于轴承装置110和/或轴承装置120或者除了它们另外使用。
在一个实施例中，诸如滚子轴承装置130的轴承装置在处于或者接近后端92外围绕圆锥体90的外表面设置，如图4所示。滚子轴承装置130连接在框架13和前端92之间。在一个实施例中，滚子轴承装置130与推力轴承装置120结合用作差速轴承装置以支撑第二风扇装置52和/或从第二风扇装置52传送推力负荷和/或作用力到框架13中。在一个实施例中，滚子轴承装置130包括内圈132，其相对于圆锥体90安装，如图4所示。内圈132安装到圆锥体90的前端92上，从而使得内圈132可与第二风扇装置52一起围绕纵轴11旋转。内圈132具有限定滚子轴承装置130的内槽134的表面133。
滚子轴承装置130包括固定地连接到框架13上的外圈136。在一个实施例中，外圈136相对于结构支撑件15和/或框架13固定地连接。结构支撑件15和/或框架13作为用于传送由反向旋转的风扇装置16和/或增压压缩机24发展或者产生的推力负荷和/或作用力的地。外圈136具有表面137，其通常与表面133相对，该表面137形成滚子轴承装置130的外槽138。至少一个滚子元件，例如多个滚子139，可移动地设置在内圈132和外圈136之间。每个滚子139与内槽134和外槽138滚动接触。
在一个实施例中，诸如滚子轴承装置140的轴承装置在处于或者接近后端88处围绕圆锥体84的外表面设置，如图3所示。滚子轴承装置140连接在圆锥体84和圆锥体90之间。滚子轴承装置140包括相对于后端88安装的内圈142，如图2所示。内圈142安装到圆锥体84上，从而使得内圈142可与第一风扇装置50一起围绕纵轴11旋转。内圈142具有限定滚子轴承装置140的内槽144的表面143。
滚子轴承装置140包括相对于圆锥体90的后端94安装的外圈146，如图3所示。外圈146安装在圆锥体90上，从而使得外圈146可与第二风扇装置52一起围绕纵轴11旋转。外圈146具有表面147，其通常与表面143相对，该表面147形成滚子轴承装置140的外槽148。至少一个滚子元件，例如多个滚子149，可移动地设置在内圈142和外圈146之间。每个滚子149与内槽144和外槽148滚动接触以便于圆锥体84和/或圆锥体90的相对的旋转运动。
在这个实施例中，滚子轴承装置130和140便于对后部的风扇装置52提供旋转支撑，从而使得后部的风扇装置52可相对于前部的风扇装置50自由地旋转。因此，滚子轴承装置130和140便于以相对固定的径向位置保持后部的风扇装置52在反向旋转的风扇装置16之中。在可选择的实施例中，对于本领域技术人员已知的和可以通过在此提供的教导引导出的任意合适的轴承装置能够用于轴承装置130和/或轴承装置140或者除了它们另外使用。
在一个实施例中，齿轮箱100连接到燃气轮机10的固定的或者静止的部件上，例如中心涡轮机12的框架13上，如图3所示。齿轮箱输入104通过驱动轴延伸部分112可旋转地连接到第二驱动轴34上，该驱动轴延伸部分112花键联接到驱动轴34上。齿轮箱输出106通过输出结构160可旋转地连接到后部的风扇装置52上。输出结构160的第一端花键联接到齿轮箱输出106上并且输出结构160的第二端连接到后部的风扇前部轴168上以便于驱动后部的风扇装置52。
参见图3，在一个实施例中，燃气轮机装置10包括用于安装齿轮箱100到反向旋转的风扇装置16上的花键系统200。齿轮箱100固定或者可靠地连接到中心燃气轮机12的框架13上，例如在齿轮箱支撑结构102处。花键系统200将齿轮箱100与第一风扇装置50和/或第二风扇装置52隔离开以防止或者限制作为反向旋转风扇装置16运行结果的施加在齿轮箱100上推力负荷和/或作用力。第一风扇装置50可旋转地连接到输入104处，从而使得第一风扇装置50以第一方向旋转，如图1中的旋转箭头80所表示的。第二风扇装置52可旋转地连接到输出106处，从而使得第二风扇装置52以与第一方向相反的第二方向旋转，如图1中的旋转箭头82所表示。
如图3所示，花键系统200包括多个花键装置，例如花键装置202，204，206和/或208。在一个实施例中，第一花键装置202连接输入104到驱动轴延伸部分112。驱动轴延伸部分112包括第一部分210和第二部分212，如图3所示。第一花键装置202连接输入104到第一部分210上并且第二花键部分204(与第一花键装置202相同或者类似)连接第一部分210到第二部分212上以可旋转地连接输入104到驱动轴34上。而且第二花键装置204便于推力轴承装置110相对于齿轮箱100的轴向移动，即沿着或者平行于涡轮机装置10的纵轴11。
在一个实施例中，花键装置204包括形成多个花键的部件，这些花键围绕着该部件的周围设置。连接到驱动轴延伸部分112的第二部分212上的该部件可设置在一个腔中，该腔形成在连接到第一部分210上的协作壳体中，从而使得多个花健与形成在该壳体内周上的槽啮合或者干涉，以从第二部分212传送扭转负荷和/或作用力到驱动轴延伸部分112的第一部分210上。而且，该部件设置在协作壳体之中以便于该部件在壳体中沿轴向移动，例如沿着或者平行于纵轴11，这样便利于第二部分212相对于第一部分210的轴向移动。
在一个特定的实施例中，每个花键装置204，206和208是相同或者类似的，如针对花键装置204所述的那样。第三花键装置206可滑动地接合输出106到输出结构160上。第三花键装置206便于后部的风扇前部轴168相对于齿轮箱100的轴向移动。在一个实施例中，第四花键装置208可滑动地连接驱动轴延伸部分112的第二部分212到驱动轴34上。在运行过程中，花键装置202，204，206和/或208仅仅传送扭转或者扭矩负荷和/或作用力到齿轮箱100上，从而使得齿轮箱100相对于低压涡轮14的框架保持基本上固定的位置。
在一个实施例中，驱动轴延伸部分112和/或输出结构160包括补偿齿轮箱100的径向偏移的至少一个柔性臂。在一个特定的实施例中，第一部分210包括径向内部230，径向内部230通过花键装置202连接到输入104上，和径向外部232，该径向外部232通过花键装置204连接到第二部分212上。第一部分210在处于或者邻近内部230处具有第一厚度并且在处于或者邻近外部232处具有第二厚度，第二厚度小于第一厚度。在该特定的实施例中，第一部分210的厚度从径向内部230到径向外部232逐渐减少。第二厚度被选择使得当第一部分210受到预定扭转负荷和/或作用力时，第一部分230将从第二部分232分离，即第一部分210将断裂。在发动机装置10的运行期间，相对大的径向负荷和/或作用力可能应用到后部的风扇装置52上。为了补偿相对大的径向负荷和/或作用力，并且确保持续的发动机运行，在一个实施例中第一部分210断裂使得前部的风扇装置50持续运行，同时后部的风扇装置52凭惯性运行。
在运行期间，当第二驱动轴34旋转时，第二驱动轴34导致输入104以第一旋转方向80旋转，其随后使输出106以相反的第二旋转方向82旋转。因为输出结构160连接到后部的风扇装置52上，驱动轴34导致后部的风扇装置52通过齿轮箱100以相对的第二方向82进行旋转。在一个实施例中，齿轮箱100位于贮槽170之内，该贮槽170至少部分限定在输出结构160和结构支撑件15之间，该结构支撑件15被构造来支撑后部的风扇装置52。在运行期间，齿轮箱100至少部分浸没在包含在贮槽170中的润滑流体之中，以在发动机运行期间持续润滑齿轮箱100。
在此描述的燃气轮机装置包括反向旋转的风扇装置，其具有齿轮传动的单向旋转的低压涡轮。该装置便于减少与已知的反向旋转低压涡轮相关的至少一部分复杂性。更具体的，在此描述的燃气轮机包括前部风扇，其可旋转的连接到单向旋转的低压涡轮上，和后部风扇以及增压压缩机，它们可旋转的连接一起，并且通过齿轮箱由低压涡轮所驱动。而且，后部的风扇装置和增压装置以相同的速度被驱动，在一个实施例中，该速度是前部风扇速度的大约一半。另外，在此描述的燃气轮机装置被构造使得由低压涡轮产生的动力的大约40％通过齿轮箱被传送到后部的风扇装置上，以便于减少齿轮损失。因为，如果发生齿轮箱失效，后部的风扇装置将停止旋转。但是，前部的风扇装置将持续旋转，因为前部的风扇装置是由低压涡轮直接驱动。
上述燃气轮机装置和装配燃气轮机装置的方法允许齿轮箱与由反向旋转的风扇装置和/或连接的增压压缩机产生的轴向推力分隔开。更具体的，本发明的花键系统便于防止或者限制轴向负荷被传送到齿轮箱，该轴向负荷是作为由反向旋转的风扇装置和/或连接的增压压缩机产生的推力负荷和/或作用力的结果所发展的。花键系统包括花键装置，其连接齿轮箱到驱动轴和/或反向旋转风扇装置的部件上。花键装置传送扭矩负荷和/或作用力到齿轮箱，但是防止或者限制轴向负荷和/或作用力被传送到齿轮箱。因此，齿轮箱相对于燃气轮机装置框架基本保持固定。因此，齿轮箱仅仅承受扭转负荷和/或作用力。
燃气轮机装置的示例的实施例和装配燃气轮机装置的方法在上面详细描述。该装置和方法不限于在此描述的特定的实施例，而是装置的部件和/或方法的步骤可与在此描述的其它部件和/或步骤单独和分离地利用。而且，所述的装置部件和/或方法步骤还可限定在、或者与其它的装置和/或方法结合使用，并且不仅限于在此所述的装置和/或方法。
尽管本发明就不同的特定实施例进行了描述，本领域技术人员将认识到本发明可以进行在权利要求精神和范围之内的修改。

Claims (6)

1.一种涡轮机装置(10)，其包括：
中心涡轮机(12)，其至少部分由框架(13)限定并且具有可围绕所述中心涡轮机的纵轴(11)旋转的驱动轴(32)；
低压涡轮(14)，其在所述中心涡轮机的下游；
齿轮箱(100)，其相对于所述低压涡轮和反向旋转的风扇装置(16)固定地连接；所述反向旋转的风扇装置(16)包括：
连接到所述齿轮箱的输入(104)和所述低压涡轮上的第一风扇装置(50)，所述第一风扇装置以第一旋转方向(80)旋转；
连接到所述齿轮箱的输出(106)上的第二风扇装置(52)，所述第二风扇装置以与所述第一方向相反的第二旋转方向(82)旋转；和
花键系统(200)，其将所述齿轮箱与所述第一风扇装置和第二风扇装置中的至少一个产生的轴向负荷分隔开。
2.如权利要求1所述的涡轮机装置，其特征在于，所述花键系统包括：
第一花键装置(202)，其连接所述齿轮箱的输入(104)到轴承支撑结构(112)上；
第二花键装置(204)，其可滑动地连接所述轴承支撑结构的第一部分(210)到所述轴承支撑结构的第二部分(212)上；和
第三花键装置(206)，其可滑动地连接所述齿轮箱的输出(106)到输出结构(160)，所述花键系统将所述齿轮箱与所述反向旋转的风扇装置产生的轴向负荷分隔开。
3.如权利要求2所述的涡轮机装置，其特征在于，所述第二花键装置(204)便于第一轴承装置(110)相对于所述齿轮箱(100)的轴向运动。
4.如权利要求2所述的涡轮机装置，其特征在于，所述第二花键装置(204)可旋转地连接所述输入(104)到驱动轴(34)上，该驱动轴(34)可围绕该中心燃气轮机(12)的纵轴(11)旋转。
5.如权利要求2所述的涡轮机装置，其特征在于，所述第三花键装置(206)提供后部的风扇前部轴(168)相对于所述齿轮箱(100)的轴向运动，所述后部的风扇前部轴连接到所述输出(106)结构上，以便于驱动所述反向旋转的风扇装置(16)的后部风扇装置(52)。
6.如权利要求2所述的涡轮机装置，其特征在于，所述轴承支撑结构(112)和所述输出(106)结构中至少一个包括至少一个柔性臂(112，160)，用于补偿所述齿轮箱(100)的径向偏移。
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Families Citing this family (64)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7526913B2 (en) * 2005-10-19 2009-05-05 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7685808B2 (en) * 2005-10-19 2010-03-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7490461B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7726113B2 (en) * 2005-10-19 2010-06-01 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7513103B2 (en) * 2005-10-19 2009-04-07 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7603844B2 (en) * 2005-10-19 2009-10-20 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7493753B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-24 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7661260B2 (en) * 2006-09-27 2010-02-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7832193B2 (en) * 2006-10-27 2010-11-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7716914B2 (en) * 2006-12-21 2010-05-18 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US8205432B2 (en) * 2007-10-03 2012-06-26 United Technologies Corporation Epicyclic gear train for turbo fan engine
US10151248B2 (en) 2007-10-03 2018-12-11 United Technologies Corporation Dual fan gas turbine engine and gear train
EP2123884B1 (en) * 2008-05-13 2015-03-04 Rolls-Royce Corporation Dual clutch arrangement
US20100005810A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 Rob Jarrell Power transmission among shafts in a turbine engine
US8480527B2 (en) * 2008-08-27 2013-07-09 Rolls-Royce Corporation Gearing arrangement
US8166748B2 (en) * 2008-11-21 2012-05-01 General Electric Company Gas turbine engine booster having rotatable radially inwardly extending blades and non-rotatable vanes
US8021267B2 (en) * 2008-12-11 2011-09-20 Rolls-Royce Corporation Coupling assembly
US8075438B2 (en) * 2008-12-11 2011-12-13 Rolls-Royce Corporation Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs
US8360714B2 (en) 2011-04-15 2013-01-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US9896966B2 (en) 2011-08-29 2018-02-20 United Technologies Corporation Tie rod for a gas turbine engine
CN102330605B (zh) * 2011-09-05 2013-06-26 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种转子与前后支承组合装配的重型燃机装配方法
CA2789325C (en) * 2011-10-27 2015-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US8863491B2 (en) 2012-01-31 2014-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US10400629B2 (en) 2012-01-31 2019-09-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US9022725B2 (en) 2012-02-29 2015-05-05 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
US9194290B2 (en) 2012-02-29 2015-11-24 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine without turbine exhaust case
US9011076B2 (en) 2012-02-29 2015-04-21 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
US8956108B2 (en) * 2012-05-11 2015-02-17 Pratt & Whitney Canada Corp Geared fan assembly
US10605112B2 (en) 2013-03-04 2020-03-31 United Technologies Corporation Fan drive gear system spline oil lubrication scheme
US9863326B2 (en) 2013-03-12 2018-01-09 United Technologies Corporation Flexible coupling for geared turbine engine
US9752500B2 (en) * 2013-03-14 2017-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with transmission and method of adjusting rotational speed
US10000293B2 (en) 2015-01-23 2018-06-19 General Electric Company Gas-electric propulsion system for an aircraft
JP6540167B2 (ja) 2015-04-02 2019-07-10 株式会社Ihi スプライン接続構造及びスプラインシャフト
US10119465B2 (en) 2015-06-23 2018-11-06 United Technologies Corporation Geared turbofan with independent flexible ring gears and oil collectors
GB201516570D0 (en) * 2015-09-18 2015-11-04 Rolls Royce Plc A Shafting Arrangement
GB201516571D0 (en) * 2015-09-18 2015-11-04 Rolls Royce Plc A Coupling for a Geared Turbo Fan
US9957055B2 (en) 2015-09-21 2018-05-01 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US9884687B2 (en) 2015-09-21 2018-02-06 General Electric Company Non-axis symmetric aft engine
US9821917B2 (en) 2015-09-21 2017-11-21 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US9637217B2 (en) 2015-09-21 2017-05-02 General Electric Company Aircraft having an aft engine
US9815560B2 (en) 2015-09-21 2017-11-14 General Electric Company AFT engine nacelle shape for an aircraft
US10017270B2 (en) 2015-10-09 2018-07-10 General Electric Company Aft engine for an aircraft
US9764848B1 (en) 2016-03-07 2017-09-19 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10392119B2 (en) 2016-04-11 2019-08-27 General Electric Company Electric propulsion engine for an aircraft
US10392120B2 (en) 2016-04-19 2019-08-27 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US10252810B2 (en) 2016-04-19 2019-04-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US10800539B2 (en) * 2016-08-19 2020-10-13 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US10676205B2 (en) 2016-08-19 2020-06-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US11105340B2 (en) 2016-08-19 2021-08-31 General Electric Company Thermal management system for an electric propulsion engine
US10308366B2 (en) 2016-08-22 2019-06-04 General Electric Company Embedded electric machine
US10487839B2 (en) 2016-08-22 2019-11-26 General Electric Company Embedded electric machine
US10093428B2 (en) 2016-08-22 2018-10-09 General Electric Company Electric propulsion system
US10071811B2 (en) 2016-08-22 2018-09-11 General Electric Company Embedded electric machine
US10822103B2 (en) 2017-02-10 2020-11-03 General Electric Company Propulsor assembly for an aircraft
US11149578B2 (en) 2017-02-10 2021-10-19 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10793281B2 (en) 2017-02-10 2020-10-06 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10137981B2 (en) 2017-03-31 2018-11-27 General Electric Company Electric propulsion system for an aircraft
US10762726B2 (en) 2017-06-13 2020-09-01 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
US11542989B2 (en) 2017-11-30 2023-01-03 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Coupling device for rotably coupling a shaft with a gearbox in a geared turbo fan engine
US11156128B2 (en) 2018-08-22 2021-10-26 General Electric Company Embedded electric machine
US11142330B2 (en) * 2018-08-30 2021-10-12 Aurora Flight Sciences Corporation Mechanically-distributed propulsion drivetrain and architecture
US11097849B2 (en) 2018-09-10 2021-08-24 General Electric Company Aircraft having an aft engine
EP4166762A3 (en) * 2021-10-15 2023-08-09 Raytheon Technologies Corporation Radial outward bearing support for a rotating structure of a turbine engine
CN115056170B (zh) * 2022-06-07 2023-06-23 中国航发航空科技股份有限公司 发动机涡轮叶片整体装配用弓型夹

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4887424A (en) * 1987-05-06 1989-12-19 Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Propfan turbine engine
US4909031A (en) * 1987-05-27 1990-03-20 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Combined multi-speed jet engine for the drive of airplanes and space vehicles
US4947642A (en) * 1988-04-11 1990-08-14 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Propfan turbo-engine
US6381948B1 (en) * 1998-06-26 2002-05-07 Mtu Aero Engines Gmbh Driving mechanism with counter-rotating rotors

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB878934A (en) * 1959-08-13 1961-10-04 Rolls Royce Improvements in gas turbine jet propulsion engines
US3922852A (en) * 1973-10-17 1975-12-02 Gen Electric Variable pitch fan for gas turbine engine
US3866415A (en) * 1974-02-25 1975-02-18 Gen Electric Fan blade actuator using pressurized air
GB2195712B (en) * 1986-10-08 1990-08-29 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
US4744214A (en) * 1987-06-29 1988-05-17 United Technologies Corporation Engine modularity
US4969325A (en) * 1989-01-03 1990-11-13 General Electric Company Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
US5394967A (en) * 1993-02-12 1995-03-07 Warn Industries, Inc. Connect/disconnect mechanism for a vehicle drive train
US5806303A (en) 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
US5809772A (en) 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
US5867980A (en) 1996-12-17 1999-02-09 General Electric Company Turbofan engine with a low pressure turbine driven supercharger in a bypass duct operated by a fuel rich combustor and an afterburner
US5813214A (en) 1997-01-03 1998-09-29 General Electric Company Bearing lubrication configuration in a turbine engine
US6158210A (en) * 1998-12-03 2000-12-12 General Electric Company Gear driven booster
US6223616B1 (en) * 1999-12-22 2001-05-01 United Technologies Corporation Star gear system with lubrication circuit and lubrication method therefor
US6619030B1 (en) 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US6732502B2 (en) 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US6739120B2 (en) 2002-04-29 2004-05-25 General Electric Company Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine
US6684626B1 (en) 2002-07-30 2004-02-03 General Electric Company Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines
US6711887B2 (en) 2002-08-19 2004-03-30 General Electric Co. Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines
US6763652B2 (en) 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines
US6763653B2 (en) 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster
US6763654B2 (en) 2002-09-30 2004-07-20 General Electric Co. Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans
US7493753B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-24 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7490460B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7685808B2 (en) * 2005-10-19 2010-03-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7490461B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7603844B2 (en) * 2005-10-19 2009-10-20 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7841165B2 (en) * 2006-10-31 2010-11-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7716914B2 (en) * 2006-12-21 2010-05-18 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4887424A (en) * 1987-05-06 1989-12-19 Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Propfan turbine engine
US4909031A (en) * 1987-05-27 1990-03-20 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Combined multi-speed jet engine for the drive of airplanes and space vehicles
US4947642A (en) * 1988-04-11 1990-08-14 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Propfan turbo-engine
US6381948B1 (en) * 1998-06-26 2002-05-07 Mtu Aero Engines Gmbh Driving mechanism with counter-rotating rotors

Also Published As

Publication number Publication date
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