DE4025775A1

DE4025775A1 - GAS TURBINE ENGINE WITH ULTRA-HIGH COVERAGE RATIO AND METHOD FOR ASSEMBLING AND REMOVING THE SAME

Info

Publication number: DE4025775A1
Application number: DE4025775A
Authority: DE
Inventors: Eugene Jesus Antuna; Donald Frederick Keck
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1989-09-07
Filing date: 1990-08-14
Publication date: 1991-03-28
Also published as: IT1242998B; FR2651537A1; JPH03141829A; IT9021336A1; GB2238082A; CA2021087A1; GB9019356D0; IT9021336A0

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und auf eine Vorrichtung zum Zusammenbauen und Montieren eines Turbofan- oder Mantelstrom-Gasturbinentriebwerks und betrifft insbe sondere die Integration eines Triebwerksfan- oder Trieb werksgebläsegehäuses mit einer Triebwerksverkleidung und einer Befestigungsanordnung, die das Abbauen des Grund triebwerks von der äußeren Fanbaugruppe gestattet.The invention relates to a method and to a Device for assembling and assembling a turbofan or turbofan gas turbine engine and relates in particular especially the integration of an engine fan or engine factory blower housing with an engine cowling and a mounting arrangement that dismantles the bottom engine permitted by the outer fan assembly.

Turbofan-Gasturbinentriebwerke haben im allgemeinen ein Grundtriebwerk, welches einen vorn montierten Fanbaustein antreibt. Der Fanbaustein hat bei einem Triebwerk mit hohem Mantelstromverhältnis einen einstufigen Fan großen Durch messers und einen mehrstufigen Zwischendruckverdichter oder Zusatzverdichter. Der Fan ist von einem Fangehäuse umgeben, das durch eine Vielzahl von konstruktiven Auslaßleitschau feln gehaltert ist, die ihrerseits an einem dem Zusatzver dichter umgebenden Gehäuse abgestützt sind. Das Grundtrieb werk enthält einen Hochdruckverdichter, eine Brennkammer und eine mehrstufige Turbine zum Entnehmen von Energie aus Verbrennungsgasen, die die Brennkammer verlassen, um die Verdichter und den Fan anzutreiben.Turbofan gas turbine engines generally have one Basic engine, which has a front-mounted fan module drives. The fan module has a high engine Sheath current ratio a single-stage fan big through knife and a multi-stage intermediate pressure compressor or Additional compressor. The fan is surrounded by a fan casing, through a variety of constructive outlet control show is held, which in turn is part of a supplementary ver denser surrounding housing are supported. The basic instinct plant contains a high pressure compressor, a combustion chamber and a multi-stage turbine for extracting energy from it Combustion gases that leave the combustion chamber to the To drive the compressor and the fan.

Das Befestigen von solchen Triebwerken mit hohem Mantel stromverhältnis an einem Flugzeug erfordert im allgemeinen einen oder mehrere Konstruktionshalter, welche das Trieb werk mit einem Konstruktionsteil, das manchmal als Strebe oder Außenlastträger bezeichnet wird, in einem Flügel oder Rumpf, je nach der Befestigungsstelle, verbinden. Die Kon struktionshalter erstrecken sich durch eine aerodynamische Verkleidung, die manchmal als Gondel bezeichnet wird, und sind an das Triebwerksgehäuse angeschlossen. Der Anschluß kann an dem Fangehäuse (oder der Ummantelung) und an dem die Turbine umgebenden Gehäuse erfolgen. Im allgemeinen ist irgendeine Form von Konstruktionsjoch an dem Triebwerksge häuse befestigt, und die Konstruktionshalter sind an dem Joch befestigt.The fastening of such engines with a high mantle Current ratio on an aircraft generally requires one or more construction brackets, which the drive work with a structural part that is sometimes used as a strut or external load carrier is referred to in a wing or Connect the fuselage depending on the attachment point. The con structure holders extend through an aerodynamic Cladding, sometimes called a gondola, and are connected to the engine housing. The connection can on the fan housing (or the casing) and on the housing surrounding the turbine. Generally is some form of construction yoke on the engine rim attached to the housing, and the construction brackets are attached to the Yoke attached.

Da Gasturbinentriebwerke leistungsfähiger und größer gewor den sind, sind die Handhabung und der Transport von solchen Triebwerken problematisch geworden. Insbesondere werden nun Triebwerke mit Fans und Fangehäusen entwickelt, die Durch messer in einem Bereich von 3,7 m (12 Fuß) haben. Das Transportieren von solchen Triebwerken in der Luft oder am Boden ist mit heutigen Linienflugzeugen und Einrichtungen zum Transport auf der Straße nicht praktisch. Es ist demge mäß erwünscht, ein Verfahren zum Zusammenbauen von solchen Triebwerken zu schaffen, welches den Transport gestattet, ohne daß Flugzeug- oder Bodentransportgrößenbeschränkungen überschritten werden.Because gas turbine engines have become more powerful and bigger those are, the handling and transportation of such Engines become problematic. In particular, now Engines with fans and fan casings developed through have a range of 3.7 m (12 feet). The Transporting such engines in the air or on Ground is with today's scheduled aircraft and facilities not practical for road transport. It is demge desirably a method of assembling such To create engines that allow transportation, without aircraft or ground transportation size restrictions be crossed, be exceeded, be passed.

Die Probleme, die mit der Handhabung und dem Transport von so großen Triebwerken verbunden sind, erstrecken sich über den Versand hinaus bis zur Installation, dem Ausbauen und der Handhabung der Triebwerke bei der Flugzeugwartung. Es ist deshalb weiter erwünscht, ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Warten von solchen Triebwerken zu schaffen, welche die Probleme lösen, die mit Fans so großen Durchmes sers verbunden sind.The problems with the handling and transportation of such large engines are connected to extend over shipping to installation, expansion and the handling of the engines during aircraft maintenance. It is therefore further desirable, one method and one To provide a device for servicing such engines, which solve the problems with fans that are so big are connected.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren und eine Vor richtung zum Zusammenbauen und Montieren eines Gasturbinen triebwerks mit hohem Mantelstromverhältnis zu schaffen, durch die die oben erwähnten Nachteile solcher Triebwerke beseitigt werden.The object of the invention is to provide a method and a direction for assembling and assembling a gas turbine engine with a high jacket current ratio, due to the above-mentioned disadvantages of such engines be eliminated.

Weiter sollen durch die Erfindung ein Verfahren und eine Vorrichtung geschaffen werden, welche das Trennen des Fans und des Grundtriebwerks plus Zusatzverdichter gestatten, ohne die Abnahmeprüfung des Triebwerks nachteilig zu beein flussen.Furthermore, a method and a Device are created, which is the separation of the fan and the basic engine plus additional compressor, without adversely affecting the acceptance test of the engine rivers.

Ferner sollen durch die Erfindung ein Verfahren und eine Vorrichtung geschaffen werden zum Einbauen einer Fanumman telung in eine Triebwerksgondel mit einer Konstruktionsab stützung für das Grundtriebwerk von der Gondel aus.Furthermore, a method and a Device can be created for installing a Fanumman telung into an engine nacelle with a construction section Support for the basic engine from the nacelle.

Diese und weitere Ziele, Merkmale und Vorteile werden in einer Ausführungsform bei einem Gasturbinentriebwerk mit hohem Mantelstromverhältnis erreicht, bei dem das Fange häuse in eine am Flugzeug befestigte Verkleidung oder Gon del eingebaut ist und das Fangehäuse von dem Grundtriebwerk trennbar ist, ohne den Zusammenbau der Zwischenstufe oder des Zusatzverdichters zu stören. Die Gondel wird modifi ziert, so daß sie zu einem Konstruktionsteil wird, und an wenigstens einem Flugzeugrahmenteil oder einer Strebe bau lich befestigt. Auslaßleitschaufeln, welche normalerweise die Fanummantelung mit dem Zusatzverdichtergehäuse verbin den, sind zwischen die Gondel und den Zusatzverdichterrah men geschaltet, um das Triebwerk in der Gondel abzustützen. Die Verbindungshalter sind von dem Zusatzverdichtergehäuse trennbar ausgebildet, damit das Grundtriebwerk mit dem Zu satzverdichter aus der Gondel ausgebaut werden kann. Weiter sind die Fannabenhaube und die Fanlaufschaufeln so ausge bildet, daß sie aus dem Triebwerk ausgebaut werden können, ohne die Zusatzverdichterstufe zu stören oder das Grund triebwerk ausbauen zu müssen. Das gesamte Grundtriebwerk bleibt somit intakt und kann als eine Einheit getestet wer den. Die Fanlaufschaufeln können für Testzwecke in das Triebwerk eingebaut und zum Transport entfernt werden. Eine solche Anordnung hält den Festigkeitsverband der zusammen gebauten umlaufenden Teile, z.B. des Verdichters, der Tur bine, des Zusatzverdichters und des Fanrotors, aufrecht, während sie das Trennen von Elementen gestattet, die entwe der nicht umlaufen oder keine umlaufende Grenzfläche erfor dern, wie z.B. die Gondel, die Auslaßleitschaufeln und die Fanlaufschaufeln. Die Fanlaufschaufeln laufen zwar um, ihr Anschluß ist jedoch eine feste Befestigung an dem Gebläse rotor und erfordert keine umlaufende Grenzfläche.These and other goals, features, and benefits are discussed in an embodiment with a gas turbine engine achieved high sheath current ratio at which the catch housing in a panel or gon attached to the aircraft del is installed and the fan casing of the basic engine is separable without assembling the intermediate stage or of the additional compressor. The gondola becomes modifi adorned so that it becomes a structural part, and on build at least one aircraft frame part or a strut Lich attached. Exhaust vanes, which are usually connect the fan casing to the additional compressor housing are between the nacelle and the additional compressor frame men switched to support the engine in the nacelle. The connection brackets are from the additional compressor housing designed to be separable so that the basic engine with the Zu compressor can be removed from the nacelle. Continue the fan hub cover and the fan blades are so out forms that they can be removed from the engine, without disturbing the additional compressor stage or the reason need to remove the engine. The entire basic engine thus remains intact and can be tested as a unit the. The fan blades can be used for testing purposes Engine installed and removed for transport. A such an arrangement holds the firmness together built rotating parts, e.g. of the compressor, the door bine, the additional compressor and the fan rotor, upright, while allowing the separation of elements that exist that do not circulate or do not require a circulating interface other, e.g. the nacelle, the outlet guide vanes and the Fan blades. The fan blades are rotating, you However, the connection is a fixed attachment to the blower rotor and does not require a circumferential interface.

In einer weiteren Ausführungsform kann das Turbinentrieb werk so gekennzeichnet werden, daß es einen insgesamt zy lindrischen Statorbaustein enthält, der als eine einzelne Einheit transportierbar ist und mit Fangehäuse, Fanverklei dung und Einlaß integriert ist. Das Triebwerk weist weiter einen Rotorbaustein auf, der als einzelne Einheit transpor tierbar ist und ein Grundtriebwerk mit einem drehbaren Fan rotor umfaßt. Der Rotorbaustein ist an dem Statorbaustein lösbar befestigbar. Mehrere Fanlaufschaufeln sind an dem Fanrotor lösbar befestigbar. Der Statorbaustein kann eine Vielzahl von gegenseitigen Umfangsabstand aufweisenden und sich radial erstreckenden Fanstreben aufweisen, die an ei nem Ende längs einer inneren Oberfläche des Statorbausteins befestigt sind. Ein weiteres Ende der Fanstreben kann an dem Rotorbaustein lösbar befestigbar sein, um den Rotorbau stein innerhalb wenigstens eines Teils des Statorbausteins abzustützen. Wenigstens einige der Fanstreben können im we sentlichen rechtwinklig zu der Mittellinie des Rotorbau steins hin vorstehen, wogegen andere Fanstreben konstruktive Auslaßleitschaufeln bilden können, die schräg zu der Mittellinie des Rotorbausteins hin vorstehen. Eine Nabenhaube ist erwünschtermaßen lösbar an dem Fanrotor vorderhalb der Fanlaufschaufeln befestigt.In a further embodiment, the turbine drive plant are marked so that there is a total zy Contains Lindrinder stator module that as a single Unit is transportable and with fan housing, fan dressing dung and inlet is integrated. The engine continues to point a rotor module that transports as a single unit is animal and a basic engine with a rotating fan rotor includes. The rotor module is on the stator module releasably attachable. Several fan blades are on the Fan rotor releasably attachable. The stator module can Variety of mutual circumferential spacing and have radially extending fan struts that ei nem end along an inner surface of the stator are attached. Another end of the fan pursuit can begin the rotor module be releasably attachable to the rotor construction stone within at least part of the stator block to support. At least some of the fan pursuits can be in the we considerably perpendicular to the center line of the rotor construction protrude stone, whereas other fansteps constructive outlet guide vanes that can form obliquely protrude toward the center line of the rotor block. A The hub cap is desirably detachable from the fan rotor attached in front of the fan blades.

Die Erfindung kann weiter gekennzeichnet werden als ein Verfahren zum Zusammenbauen eines Turbofan-Triebwerks, das einen Rotorbaustein hat, der ein Grundtriebwerk mit einem drehbaren Fanrotor enthält, und weiter einen Statorbau stein, mit dem Fangehäuse, Fanverkleidung und Einlaß inte griert sind. Das Verfahren beinhaltet das lösbare Befesti gen des Rotorbausteins als einzelne integrierte Einheit an dem Statorbaustein und das anschließende Befestigen von mehreren Fanlaufschaufeln an dem Fanrotor. Das Verfahren kann weiter das Befestigen einer Vielzahl von gegenseitigen Umfangsabstand aufweisenden Fanstreben an dem Stator baustein beinhalten, wobei sich die Fanstreben insgesamt radial von dem Statorbaustein aus zu dem Rotorbaustein er strecken und an ihren inneren Enden an dem Rotorbaustein lösbar befestigt sind, um den Rotorbaustein innerhalb des Statorbausteins wenigstens teilweise abzustützen.The invention can be further characterized as a A method of assembling a turbofan engine, the has a rotor module that has a basic engine with a contains rotatable fan rotor, and further a stator construction stone, with the fan housing, fan cover and inlet inte are free. The procedure includes the releasable fastening rotor module as a single integrated unit the stator module and then attaching several fan blades on the fan rotor. The procedure can further attach a variety of mutual Fan struts with circumferential spacing on the stator include building block, with the fan struts as a whole radially from the stator module to the rotor module stretch and at their inner ends on the rotor block are releasably attached to the rotor module within the Support the stator module at least partially.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden un ter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt:An embodiment of the invention is un below ter described in more detail with reference to the drawings. It shows:

Fig. 1 eine vereinfachte Teilquerschnittansicht eines exemplarischen Gasturbinentriebwerks, Fig. 1 is a simplified partial cross-sectional view of an exemplary gas turbine engine,

Fig. 2 in vereinfachter Weise die Befestigung des Triebwerks nach Fig. 1 an einem Flugzeug flügel, Fig. 2 shows the mounting of the engine of FIG. 1 wing in a simplified manner on a plane,

Fig. 3 vereinfacht eine Triebwerksanordnung nach der Erfindung, die an einem Flugzeugflügel befestigt ist, Fig. 3 is a simplified engine assembly according to the invention, which is attached to an airplane wing,

Fig. 4 eine auseinandergezogene Darstellung der Triebwerkanordnung nach Fig. 3, welche das Zerlegen des Triebwerks zeigt. Fig. 4 is an exploded view of the engine assembly of Fig. 3, showing the disassembly of the engine.

Fig. 1 zeigt eine Teillängsschnittansicht eines exemplari schen Gasturbinentriebwerks 10 mit hohem Mantelstromver hältnis, das einen Grundtriebwerksteil 12 und einen Fanteil 14 hat. Das Grundtriebwerk oder der Grundtriebwerksteil 12 kann als der Rotorbaustein bezeichnet werden, wogegen der Fanteil 14 als der Statorbaustein bezeichnet werden kann. Im allgemeinen liegt wenigstens ein Teil des Rotorbausteins innerhalb des Statorbausteins. Der Rotorbaustein oder das Grundtriebwerk 12 enthält einen Zwischendruckverdichter oder eine Zusatzverdichterstufe 16, eine Hochdruckver dichterstufe 18, eine Brennerstufe 20, eine Hochdruckturbi nenstufe 21 und eine Niederdruckturbinenstufe 22, die alle auf einer Triebwerksmittellinie 23 ausgerichtet sind. Der Fanteil 14 enthält eine Vielzahl von Fanlaufschaufeln 24, eine Fanummantelung 26, eine Fannasenhaube 28 und eine Vielzahl von gegenseitigen Umfangsabstand aufweisenden Auslaßleitschaufeln 30, welche die Fanummantelung 26 ab stützen. Die Leitschaufeln 30 sind an dem Triebwerksgehäuse 32 neben der Zusatzverdichterstufe 16 befestigt. Das Trieb werk 10 weist außerdem eine hintere Grundtriebwerksverklei dung 33 und eine Primärdüse 35 auf. Eine Fanwelle 37, wel che durch die Turbinenstufe 22 angetrieben wird, erstreckt sich durch das Triebwerk und ist über den Fanrotor 45 in Antriebsverbindung mit der Zusatzverdichterstufe 16 und den Fanlaufschaufeln 24. Die Hochdruckturbinenstufe 21 treibt eine Verdichterstufe 18 über eine Hochdruckwelle 41 an. Fig. 1 shows a partial longitudinal sectional view of an exemplary gas turbine engine 10 ratio with high Mantelstromver ratio, which has a base engine part 12 and a fan part 14 . The basic engine or the basic engine part 12 can be referred to as the rotor component, whereas the fan part 14 can be referred to as the stator component. In general, at least a part of the rotor module lies within the stator module. The rotor module or basic engine 12 includes an intermediate pressure compressor or an additional compressor stage 16 , a high pressure compressor stage 18 , a burner stage 20 , a high pressure turbine stage 21 and a low pressure turbine stage 22 , all of which are aligned on an engine center line 23 . The fan part 14 contains a plurality of fan blades 24 , a fan casing 26 , a fan nose hood 28 and a plurality of mutual circumferential spacing outlet guide vanes 30 which support the fan casing 26 . The guide vanes 30 are attached to the engine housing 32 next to the additional compressor stage 16 . The engine 10 also has a rear basic engine cover 33 and a primary nozzle 35 . A fan shaft 37 , which is driven by the turbine stage 22 , extends through the engine and is in drive connection with the additional compressor stage 16 and the fan blades 24 via the fan rotor 45 . The high-pressure turbine stage 21 drives a compressor stage 18 via a high-pressure shaft 41 .

Fig. 1 zeigt, daß die Handhabung des Triebwerks 10 bei Fan laufschaufeln 24 sehr großen Durchmessers ein Hauptproblem ist. Es ist zwar möglich, die Laufschaufeln 24 auszubauen, die Praxis besteht im Stand der Technik jedoch darin, die Laufschaufeln 24, die Zusatzverdichterstufe 16 und das Ge häuse 26 als eine Einheit handzuhaben. Einige Triebwerke sind so konstruiert, daß ihre Fanwelle 37 hinter der Zu satzverdichterstufe 16 ungefähr längs der Linie 43 trennbar ist. Diese Triebwerke werden als Triebwerke mit "geteiltem Fan" bezeichnet. Das Zusammenbauen und/oder Zerlegen von Triebwerken mit geteiltem Fan ist kompliziert, da es schwierig ist, die vordere Welle des Fans und die mittlere Welle des Fans richtig aneinander zu befestigen. Bei sol chen Methoden des Trennens eines Triebwerks, bei denen mit geteiltem Fan gearbeitet wird, weist der vordere Baustein oder Fanbaustein die Fanummantelung 26, die Konstruktions auslaßleitschaufeln 30, die Fannasenhaube 28, die Fanlauf schaufeln 24 zusammen mit dem Fanrotor, die Zusatzver dichterstufe 16 und den vorderen Teil der Welle 37 auf. Es ist daher nicht praktisch gewesen, den Fanbaustein und die großen äußeren Teile von dem Grundtriebwerk zu trennen, um die Handhabung zu erleichtern. Weiter ist es nicht er wünscht, ein Triebwerk zu trennen, wenn diese Trennung eine umlaufende Grenzfläche aufweist, da diese Grenzfläche Lager oder kritische Ausrichtungen beinhalten kann. Fig. 1 shows that the handling of the engine 10 at fan blades 24 very large diameter is a major problem. Although it is possible to remove the blades 24 , the practice in the prior art is to handle the blades 24 , the additional compressor stage 16 and the housing 26 as a unit. Some engines are designed so that their fan shaft 37 can be separated behind line compressor stage 16 approximately along line 43 . These engines are referred to as "split fan" engines. Assembling and / or disassembling split fan engines is complicated because it is difficult to properly secure the fan front shaft and the fan center shaft together. In sol chen methods of separating an engine, in which working with a divided fan, the front block or fan block has the fan casing 26 , the construction outlet guide vanes 30 , the fan nose hood 28 , the fan blades 24 together with the fan rotor, the additional compressor stage 16 and the front part of the shaft 37 . It has therefore not been practical to separate the fan module and the large outer parts from the basic engine in order to facilitate handling. Furthermore, it is not desirable to separate an engine if this separation has a circumferential interface, since this interface can include bearings or critical orientations.

Fig. 2 zeigt eine vereinfachte Längsschnittansicht eines Triebwerks ähnlich dem von Fig. 1, das innerhalb einer ae rodynamischen Fanverkleidung montiert ist, die ihrerseits über ein Konstruktionsteil 36 mit einem Flugzeugflügel 38 verbunden ist. Das Konstruktionsteil 38 und die Verkleidung 34 sind Stand der Technik und können von einer Bauart sein, wie sie beispielsweise in der US-PS 41 32 069 beschrieben ist. Innerhalb der Fanverkleidung 34 ist das Konstruktions teil 36 mit der Fanummantelung 26 verbunden. Die Ummante lung 26 ist an der Verkleidung 34 lösbar befestigt. Die Verkleidung 34 weist vorzugsweise einen Einlaßabschnitt 37 auf. FIG. 2 shows a simplified longitudinal sectional view of an engine similar to that of FIG. 1, which is mounted within an aerodynamic fan fairing, which in turn is connected to an aircraft wing 38 via a structural part 36 . The structural part 38 and the casing 34 are state of the art and can be of a type such as is described, for example, in US Pat. No. 4,132,069. Within the fan cover 34 , the construction part 36 is connected to the fan casing 26 . The Ummante treatment 26 is releasably attached to the panel 34 . The trim 34 preferably has an inlet portion 37 .

Fig. 3 zeigt eine Anordnung nach der Erfindung in einer stilisierten Darstellung eines Turbofan-Triebwerks. Die Fanverkleidung 40 ist eine integrierte Verkleidung, welche die aerodynamischen Eigenschaften der Verkleidung 34 hat, aber die konstruktiven Merkmale eines Fangehäuses aufweist. Die Fanummantelung 26 ist nun ein integrierter Bestandteil der Verkleidung 40, was durch die größere Dicke in den Querschnittsabmessungen in Fig. 3 gezeigt ist. Das Kon struktionsteil 36 ist an der Verkleidung 40 oder statt des sen an dem Konstruktionsteil der Verkleidung 40, der durch Querschnittsteile 42 gezeigt ist, befestigt. Die Auslaß leitschaufeln 30 sind mit der integrierten Verkleidung 40 verbunden und tragen das Grundtriebwerk im wesentlichen an derselben Stelle wie in Fig. 2. Die Leitschaufeln 30 sind jeweils an einem Zusatzverdichtergehäuse 44 mittels Schrau ben oder anderer geeigneter Einrichtungen (nicht darge stellt) an der Stelle 46 verbunden. Das Gehäuse 44 kann als vordere Grundverkleidung bezeichnet werden und ist integral mit dem Rahmen des Rotorbausteins ausgebildet. Die Leit schaufeln 30 haben innerhalb der Verkleidung 40 gegenseiti gen Umfangsabstand und erstrecken sich von einer inneren Oberfläche der Verkleidung aus radial zu dem Gehäuse 44. Fig. 3 shows an arrangement according to the invention in a stylized representation of a turbofan engine. Fan fairing 40 is an integrated fairing that has the aerodynamic properties of fairing 34 but has the design features of a fan housing. The fan casing 26 is now an integral part of the casing 40 , which is shown by the greater thickness in the cross-sectional dimensions in FIG. 3. The con struction part 36 is attached to the panel 40 or instead of the sen to the structural part of the panel 40 , which is shown by cross-sectional parts 42 . The outlet guide vanes 30 are connected to the integrated fairing 40 and carry the basic engine at substantially the same location as in FIG. 2. The guide vanes 30 are each ben on an additional compressor housing 44 by means of screws or other suitable devices (not shown) 46 connected. The housing 44 can be referred to as a front basic covering and is formed integrally with the frame of the rotor module. The guide vanes 30 have mutual circumferential spacing within the casing 40 and extend radially from an inner surface of the casing to the housing 44 .

Wenigstens einige Leitschaufeln 30 sind an den Konstrukti onsteilen 42 an ihren Enden befestigt, die der inneren Oberfläche der Verkleidung 40 benachbart sind. Die sich nach innen erstreckenden Enden der Leitschaufeln 30 sind zur lösbaren Befestigung an dem Gehäuse 44 ausgebildet. Die Leitschaufeln 30 dienen so als Tragteile oder Streben zum Abstützen wenigstens eines Teils des Rotorbausteins 12 we nigstens teilweise innerhalb des Statorbausteins 14. Wäh rend sich die Leitschaufeln 30 im wesentlichen rechtwinklig zu der Triebwerksmittellinie 23 erstrecken, sind zusätzli che Halter in Form von Streben 48 vorgesehen, die sich von einem Verbindungspunkt 50 an den befestigten Enden der Leitschaufeln 30 aus zu einem Verbindungspunkt 52 an der vorderen Grundtriebwerksverkleidung oder dem Gehäuse 44 er strecken. Das Triebwerk 10 kann ein Joch (nicht gezeigt) oder eine andere Befestigungsanordnung zum lösbaren Befe stigen der Enden der Streben 48 an dem Rotorbaustein 12 aufweisen.At least some vanes 30 are attached to the structural members 42 at their ends adjacent the inner surface of the shroud 40 . The inwardly extending ends of the guide vanes 30 are designed for releasable attachment to the housing 44 . The guide vanes 30 thus serve as supporting parts or struts for supporting at least part of the rotor module 12, at least partially within the stator module 14 . While the guide vanes 30 extend essentially at right angles to the engine center line 23 , additional holders in the form of struts 48 are provided which extend from a connection point 50 on the fixed ends of the guide vanes 30 to a connection point 52 on the front basic engine cowling or the Housing 44 he stretch. The engine 10 may have a yoke (not shown) or other fastening arrangement for releasably attaching the ends of the struts 48 to the rotor module 12 .

Fig. 4 ist eine auseinandergezogene Darstellung der Trieb werksbaugruppe nach Fig. 3, welche die trennbaren Elemente des Triebwerks zeigt. Die Fanlaufschaufeln 24 sind zusammen mit der Fannasenhaube 28 von dem Rotorbaustein 12 trennbar und können aus dem Rotorbaustein ausgebaut werden, ohne die Triebwerksgondel zu entfernen. Die Laufschaufeln 24 sind vorzugsweise einzeln von einem drehbaren Fanrotor 45 trenn bar, der ebenfalls Teil des Grundtriebwerks und zu der Mit tellinie 23 koaxial ist. Das Verfahren zum Verbinden der Leitschaufeln 30 mit dem Fanrotor 45 oder zum lösbaren Be festigen an demselben kann irgendeines der dem Fachmann be kannten Verfahren sein, die gegenwärtig zum Befestigen von solchen Fanlaufschaufeln an Fanrotoren in im Handel erhält lichen Turbofan-Triebwerken benutzt werden. Der Fanrotor 45 ist an der Fanwelle 37 (in Fig. 1 gezeigt) befestigt, um Leistung von der Niederdruckturbinenstufe 22 auf die Fan laufschaufeln 24 und die Zusatzverdichterstufe 16 zu über tragen. Fig. 4 is an exploded view of the engine assembly of Fig. 3, showing the separable elements of the engine. The fan blades 24 can be separated from the rotor module 12 together with the fan nose hood 28 and can be removed from the rotor module without removing the engine nacelle. The blades 24 are preferably individually separable from a rotatable fan rotor 45 , which is also part of the basic engine and is coaxial with the center line 23 . The method of connecting vanes 30 to, or releasably attaching to, fan rotor 45 may be any of the methods known to those skilled in the art currently used to attach such fan blades to fan rotors in commercially available turbofan engines. The fan rotor 45 is attached to the fan shaft 37 (shown in FIG. 1) in order to carry blades from the low-pressure turbine stage 22 to the fan blades 24 and the additional compressor stage 16 .

Der Rotorbaustein 12 ist von den Leitschaufeln 30 und den Streben 48 in den Verbindungspunkten 46 bzw. 52 trennbar oder lösbar, so daß die Leitschaufeln 30 und die Streben 48 in ihrer befestigten Position verbleiben, in der sie nach innen vorstehen, wie es in Fig. 4 gezeigt ist. Außerdem kann die hintere Grundtriebwerksverkleidung 33 ebenfalls von dem Rotorbaustein 12 entfernt werden, um das Handhaben und Transportieren des Rotorbausteins zu erleichtern. An dere Zubehörteile, die insgesamt mit 58 bezeichnet sind und bei denen es sich beispielsweise um einen elektrischen Ge nerator und eine Hydraulikpumpe handeln kann, können zum Erleichtern der Handhabung von dem Rotorbaustein 12 ent fernt werden. Die Gegenstände, die von dem Grundtriebwerk oder dem Rotorbaustein 12 entfernt werden können, repräsen tieren auch Gegenstände, die ausgetauscht werden können, ohne den Festigkeitsverband des Rotorbausteins nachteilig zu beeinflussen und ohne einen Prüfstandsbetrieb vor dem Zurückbringen des Triebwerks in den Flugzustand zu erfor dern. Für den Triebwerksaustausch allein, d.h. das Ersetzen lediglich des Rotorbausteins 12, ist es lediglich erforder lich, die Zugangsplatten (nicht gezeigt) in der Gondel 40 zu entfernen, um die Verbindungspunkte der Fanlaufschaufeln 24, der Auslaßleitschaufeln 30 und der Streben 48 an dem Rotorbaustein zugänglich zu machen. Wenn die Fanlaufschau feln 24 und die Nasenhaube 28 entfernt sind, kann der Ro torbaustein von dem Statorbaustein 14 getrennt und in Rich tung nach hinten bewegt werden, um die beiden Teile zu trennen. Ein Vorteil dieser Anordnung ist, daß der Rotor baustein 12 von einem Flugzeug entfernt werden kann, ohne die Gondel 40 zu entfernen. Ein noch bedeutsamerer Vorteil ist, daß die umlaufenden Bauteile, die alle einstückig mit dem Rotorbaustein ausgebildet sind, von dem Triebwerk 10 als eine integrale Einheit trennbar sind, d.h. der Rotor baustein 12, so daß die betriebliche Integrität des Trieb werks durch das Transportieren des Rotorbausteins getrennt von dem Statorbaustein nicht beeinträchtigt wird. The rotor module 12 is separable or detachable from the guide vanes 30 and the struts 48 in the connection points 46 and 52 , so that the guide vanes 30 and the struts 48 remain in their fixed position in which they protrude inwards, as shown in FIG. 4 is shown. In addition, the rear basic engine cowling 33 can also be removed from the rotor module 12 in order to facilitate the handling and transport of the rotor module. On other accessories, which are denoted overall by 58 and which may be, for example, an electrical generator and a hydraulic pump, can be removed from the rotor module 12 to facilitate handling. The items that can be removed from the base engine or rotor assembly 12 also represent items that can be replaced without adversely affecting the strength assembly of the rotor assembly and without requiring test bench operation prior to returning the engine to flight condition. For engine replacement alone, ie replacing only the rotor assembly 12 , it is only required to remove the access plates (not shown) in the nacelle 40 to access the connection points of the fan blades 24 , the outlet vanes 30 and the struts 48 on the rotor assembly close. If the Fanlaufschau fields 24 and the nose cover 28 are removed, the Ro torbaustein can be separated from the stator block 14 and moved in the direction Rich back to separate the two parts. An advantage of this arrangement is that the rotor module 12 can be removed from an aircraft without removing the nacelle 40 . An even more significant advantage is that the rotating components, which are all formed in one piece with the rotor module, can be separated from the engine 10 as an integral unit, ie the rotor module 12 , so that the operational integrity of the engine by transporting the rotor module is not affected separately from the stator module.

Im Gebrauch kann das Triebwerk vollständig zusammengebaut und auf Leistung getestet werden, und zum Transport können die Fanlaufschaufeln 24 entfernt werden. An einem Flugzeug wird die Triebwerksgondel 40 installiert, woran anschlie ßend der Rotorbaustein oder das Grundtriebwerk 12 mit der Gondel mittels der vorderen Streben 48 und der Auslaßleit schaufeln 30 und eines hinteren Halters 56 verbunden wird (wobei der hintere Halter 56 mit den hinteren Haltern, wie sie zur Zeit zum Abstützen von Triebwerken wie dem Trieb werk 10 an einem Flugzeug in kommerziellem Gebrauch sind, im wesentlichen identisch sein). Die Fanlaufschaufeln 24 und die Nasenhaube 28 werden anschließend mit dem Triebwerk 12 verbunden, um den Zusammenbau abzuschließen. Statt des sen können das Triebwerk 10 oder Austauschteile desselben nach dem Transport aber vor dem Einbau in ein Flugzeug zusammengebaut werden. Ebenso stellt der Ausbau des Rotor bausteins 12 zwar eine vorteilhafte Methode beim Austau schen oder Reparieren eines Grundtriebwerks dar, es kann jedoch Fälle geben, in denen es erwünscht ist, das gesamte Triebwerk, d.h. den Rotor- und den Statorbaustein als eine integrale Einheit auszubauen und nach diesem Ausbau zu zer legen. Beide Verfahren sind bei der Erfindung anwendbar.In use, the engine can be fully assembled and tested for performance, and the fan blades 24 removed for transportation. The engine nacelle 40 is installed on an aircraft, whereupon the rotor module or basic engine 12 is connected to the nacelle by means of the front struts 48 and the outlet guide vanes 30 and a rear holder 56 (the rear holder 56 being connected to the rear holders, such as they are currently substantially identical to support engines such as engine 10 on an aircraft in commercial use). The fan blades 24 and the nose cover 28 are then connected to the engine 12 to complete the assembly. Instead of the engine 10 or replacement parts of the same can be assembled after transport but before installation in an aircraft. Likewise, the removal of the rotor module 12 is an advantageous method when exchanging or repairing a basic engine, but there may be cases in which it is desirable to remove the entire engine, ie the rotor and the stator module, as an integral unit disassemble after this expansion. Both methods are applicable to the invention.

Claims

1. A gas turbine engine with high bypass ratio, which has a base engine portion (12) and a fan (14), wherein the base engine portion (12) comprises a housing (44) for structural support of the basic engine part (12) and wherein the engine (10) for fastening is formed in an aerodynamic nacelle ( 40 ) which is attached to an aircraft, characterized by :
a fan casing ( 26 ) which is integrated in the nacelle ( 40 ) and has structural parts which carry at least part of the basic engine ( 12 );
a plurality of holding parts ( 30 ) which are connected to the nacelle ( 40 ) on the engine housing ( 44 ), the holding parts being releasably connected to the housing ( 44 ); and
a device for releasably connecting the fan ( 14 ) to the basic engine ( 10 ).

2. Gas turbine engine according to claim 1, wherein the support members ( 30 , 48 ) comprise exhaust guide vanes ( 30 ).

3. Gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized by a fan nose hood ( 28 ) which is releasably connected to the fan blades ( 24 ).

4. Gas turbine engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the fan casing ( 26 ) forms a con struction part of the nacelle ( 40 ).

5. A method of attaching a gas turbine engine with a high jacket flow ratio to an aircraft, the aircraft having an aerodynamic nacelle for receiving the engine, the nacelle having an integral, cylindrical fan casing which forms a load-bearing part of the nacelle, and also structural parts for loading attach the nacelle to the aircraft, the engine having a base engine part and a detachable fan, the base engine part being surrounded by a supporting housing, characterized by the following steps:
Connecting a plurality of radially directed engine holding parts with an inner surface of the structural holding part of the fairing;
Positioning the basic engine within the holding parts;
Connecting each support member to the engine housing to support at least one end of the engine in the cowling; and
Attach the fan blades to the positioned engine so that they rotate within the integral shrouds.

6. The method according to claim 5, characterized by the Step of attaching a fan nose hood to the fan.

7. A method for removing a gas turbine engine with a high jacket flow ratio from a supporting nacelle, in which at least a part of the nacelle forms a fan casing, the engine having a fan and a basic engine part and wherein the basic engine part is supported by exhaust guide vanes which are on the nacelle are characterized by the following steps:
Removing a fan nose hood from the engine;
Separating each fan blade from the engine and removing it one after the other from the interior of the nacelle;
Disconnect each exhaust vane at its corresponding connection point on the engine case;
Removing a rear engine bracket; and
Push the engine back out of the nacelle and remove the dismantled engine from the aircraft.

8. Turbofan engine, characterized by:
a stator module ( 14 ) which is transportable as a single unit and has an integrated fan housing ( 34 ), a fan cover ( 40 ) and an inlet;
a rotor module ( 12 ) which can be transported as a single unit and has a basic engine ( 10 ) with a rotatable fan rotor ( 45 );
means for releasably attaching the rotor module ( 12 ) to the stator module ( 14 ); and
a plurality of fan blades ( 24 ) which are releasably attached to the fan rotor ( 45 ).

9. turbofan engine according to claim 8, characterized in that the stator module ( 14 ) also has a plurality of fan struts ( 48 ) which are integrated with it and each have a free end, and that the device for releasably fastening the rotor module ( 12 ) on the stator module ( 14 ) has a direction for releasably attaching the rotor module ( 12 ) to the free ends of the fan struts ( 48 ).

10. Turbofan engine according to claim 9, characterized in that at least some of the fan struts ( 48 ) are structural outlet guide vanes ( 30 ) which project at right angles to the center line of the stator module ( 14 ).

11. Turbofan engine according to claim 10, characterized in that the remaining fan struts ( 48 ) project obliquely to the center line of the stator module ( 14 ).

12. Turbofan engine according to one of claims 8 to 11, characterized by a nose cover ( 28 ) which is releasably attached to the fan rotor.

13. Turbofan engine, characterized by:
a stator module ( 14 ) which is transportable as a single unit and has an integrated fan housing ( 34 ), a fan cover ( 40 ), an inlet and a plurality of fan struts ( 30 , 48 ), each having a free end, at least some of which form the outlet guide vanes carrying fan struts ( 30 ), which project at right angles to the center line of the stator module ( 14 ), whereas the remaining fan struts ( 48 ) project as a whole obliquely to the center line of the stator module ( 14 );
a rotor module ( 12 ) which can be transported as a single unit and has a basic engine ( 10 ) with a rotatable fan rotor ( 45 );
means for releasably securing the rotor module ( 12 ) to the free ends of the frame struts ( 30 , 48 );
a plurality of fan blades ( 24 ) releasably attached to the fan rotor ( 45 ); and
a nose cover (28) releasably attached to the BEFE fan rotor (45) is Stigt.

14. A method for assembling a turbofan engine, which has a rotor module, which has a basic engine with a rotatable fan rotor, and a stator module, with which a fan housing, a fan casing and an inlet are integrated, characterized by the following steps:
detachable fastening of the rotor module as a single unit on the stator module; and
Detachably attaching a plurality of fan blades to the fan rotor.

15. A method for assembling a turbofan engine, which has a rotor module, which has a basic engine with a rotatable fan rotor, and a stator module, with which a fan housing, a fan casing, an inlet and several fan struts, each with an open end, are integrated are characterized by the following steps:
detachable fastening of the rotor module as a single unit to the free ends of the fan struts; and
Removable attachment of several fan blades to the fan rotor.