FR2823814A1 - Support de roulement de moteur a turbine - Google Patents
Support de roulement de moteur a turbine Download PDFInfo
- Publication number
- FR2823814A1 FR2823814A1 FR0204817A FR0204817A FR2823814A1 FR 2823814 A1 FR2823814 A1 FR 2823814A1 FR 0204817 A FR0204817 A FR 0204817A FR 0204817 A FR0204817 A FR 0204817A FR 2823814 A1 FR2823814 A1 FR 2823814A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- bearing
- turbine engine
- aircraft
- rotor
- engine
- 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.)
- Granted
Links
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
- F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
- F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
- F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2260/00—Function
- F05B2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05B2260/301—Retaining bolts or nuts
- F05B2260/3011—Retaining bolts or nuts of the frangible or shear type
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
Un support de roulement pour un rotor d'un moteur à turbine d'aéronef comprend une liaison cassable conçue pour permettre d'arrêter le moteur de manière sûre en dépit de l'introduction d'un balourd excessif au niveau de l'étage de la soufflante.
Description
plaque de roulement (8).
282381 4
SUPPORT DE ROULEMENT DE MOTEUR A TURBINE
La présente invention se rapporte à un procédé et à un dispositif qui permettent à un moteur à turbine d'aéronef de s'arrêter de manière sûre en dépit de l' introduction d'un fort balourd du rotor, dû, par exemple, à un dommage
excessif d'une aube de soufflante.
Un balourd du rotor d'un moteur à turbine d'un aéronef pendant le fonctionnement crée une charge tournante qui est transmise à la structure du moteur à turbine par l'intermédiaire des roulements et des supports de roulements, provoque le contact rotor sur stator, et elle est transmise à la structure de l'aéronef. Il existe deux types de balourd: le balourd inhérent à la fabrication et le balourd accidentel. Les balourds inhérents à la fabrication sont de bas niveau, bien qu'ils ne soient pas négligeables. Les balourds accidentels proviennent principalement de dommages excessifs des aubes. Ces balourds peuvent être considérables et peuvent entraîner une charge tournante qui peut être excessive. Le moteur doit pouvoir s'arrêter de manière sûre avant qu'il endommage la structure de l'aéronef. Par conséquent, un premier problème à résoudre est de conserver la turbine en fonctionnement, en dépit du balourd, au moins pendant un temps limité jusquà ce qu'on puisse arrêter le moteur de manière sûre sans endommager la structure du support du moteur. Les moteurs à turbine modernes renferment généralement un premier étage d'aubes rotatives, appelé étage de soufflante, qui produit la force de propuleion fondamentale, en particulier dans les moteurs à turbine subsoniques. Ces aubes de soufflante sont très vulnérables aux dommages dus aux corps étrangers, puisqutelles sont situées à l' avant même du moteur à turbine, parce qu'elles sont fines ou de grande taille et maintenues à une extrémité par le rotor alors que l'autre extrémité se trouve au niveau de la périphérie du rotor. Bien que les dommages se produisent habituellement près de l'extrémité libre de l'aube, les balourds qu'ils génèrent peuvent être excessifs du fait de la grande taille et de la vitesse de rotation élevée de l'aube Les balourds dans les gros moteurs à turbine peuvent produire une charge tournante de l'ordre de plus de 906 000 N (200 000 livres) à 6 000 tr/mn. Par conséquent, en présence de balourds aussi élevés, un deuxième problème consiste à garder intacte la
structure de l'aéronef.
Le brevet des Etats Unis numéro 4 289 360 décrit un moteur à turbine renfermant un support de roulement normalement rigide, mais qui peut être relâché par la rupture d'éléments de liaison sous les effets d'un fort balourd. Le balourd peut résulter d'un dommage excessif d'une aube de rotor tournant dans un logement avec un
matériau épais pouvant faire l'objet d'une abrasion.
Le rotor tend alors à tourner autour de son nouvel axe d'inertie, ce qui réduit le balourd et la charge qui est exercée sur le support du moteur à turbine et sur la
structure de l'aéronef.
Le document numéro EP 0 814 236 décrit un système de support de roulement rigide pour un roulement d'un moteur à turbine et une liaison cassable pour réduire la charge sur la structure du support du moteur sous un balourd excessif du rotor. Un inconvénient du système réside dans le fait que la liaison cassable est soumise à une charge de cisaillement prédominante, qui est indésirable du fait du contrôle dimensionnel serré nécessaire entre chaque boulon et trou de boulon pour assurer une répartition de charge
répétitive parmi les boulons.
Par conséquent, le principal but de la présente invention est de proposer un système de support de roulement pour un moteur à turbine d'aéronef qui permette au moteur de s'arrêter de manière sûre après l' introduction
d'un balourd excessif dans l'étage de la soufflante.
Un autre but de la présente invention est de proposer un système de support de roulement, tel qu'énoncé ci dessus, qui comprenne une liaison cassable qui se casse en
réponse à un balourd excessif du rotor.
Un autre but encore de la présente invention est de proposer une liaison cassable qui soit soumise à une force de traction prédominante, dans laquelle les forces de
cisaillement sont sensiblement éliminées.
D'autres buts et avantages de la présente invention
apparaîtront ci-dessous.
La présente invention se rapporte à un procédé et à un dispositif qui permettent à un moteur à turbine d'aéronef de s'arrêter de manière sûre en dépit de l' introduction d'un balourd du rotor, dû, par exemple, à un dommage excessif d'une aube de turbine de l'étage de soufflante
d'un moteur à turbine d'aéronef.
Un moteur à turbine d'aéronef comprend un rotor comportant un arbre qui tourne autour d'un axe de rotation R pendant le fonctionnement équilibré du moteur, un étage de soufflante comportant au moins deux aubes de soufflante fixées à l'arbre, une structure de support de roulement destince à supporter l'arbre pour la rotation, ladite structure de support de roulement comprenant un roulement avant et un roulement arrière, un premier support de roulement et un deuxième support de roulement afin de fixer de manière sûre le roulement avant et le roulement arrière à la structure de support du moteur à turbine de l'aéronef, respectivement. Conformément à la présente invention, le premier support de roulement comprend une jonction située à une distance axiale "a" du roulement avant. La jonction comprend une liaison cassable qui est conçue pour éliminer sensiblement les forces de cisaillement sur la liaison cassable, de telle manière que la liaison cassable est
soumise à des forces de traction prédominantes.
La présente invention se rapporte de plus à un procédé destiné à détecter un balourd en fonctionnement excessif prédéterminé du rotor et à diminuer ensuite le transfert de charge vers la structure de support du moteur à turbine de l'aéronef, qui comprend l'élimination sensible du transfert des forces de cisaillement à la liaison cassable et la rupture de la liaison cassable sous une force de traction correspondant au balourd en fonctionnement excessif prédéterminé du rotor, d'une manière telle que le support du rotor par le roulement avant est perdu et que l 'action tournante de l'arbre change afin de diminuer le transfert
de charge à la structure de support du moteur.
La présente invention propose un système de support de roulement amélioré qui permet à un moteur à turbine de s'arrêter d'une manière sûre après qu'il a subi un balourd
en fonctionnement du rotor inacceptable.
La figure 1 est une illustration en coupe partielle d'un étage de soufflante d'un moteur à turbine à gaz incorporant l'accouplement cassable selon la présente invention. La figure 2 est une vue agrandie de la liaison
cassable selon la présente invention.
On décrira la présente invention en se référant aux moteurs à turbines à gaz bien connus en soi. De tels moteurs à turbine sont bien connus dans la technique et, en conséquence, on décrira seulement les composants du moteur à turbine qui sont nécessaires pour la compréhension
correcte l'invention.
En se référant à la figure 1, un étage de soufflante d'un moteur à turbine d'aéronef 10 comprend un étage de soufflante 12 comportant un arbre de rotor de soufflante 14 qui tourne autour d'un axe géométrique de rotation R. L'étage de soufflante 12 comprend une pluralité daubes de soufflante 16 réparties réqulièrement autour de la
périphérie de l'arbre de rotor 14.
L'arbre de rotor 14 est guidé, pendant la rotation normale de l'arbre, autour de l'axe géométrique R sur un système de support de roulement 18 qui comprend un roulement avant 20 et un roulement arrière 22, un premier support de roulement 2 4 et un deuxième support de roulement 26 afin de fixer de manière sûre les roulements avant et
arrière 20, 22 à la structure support de moteur 28.
Conformément à la présente invention, le support de roulement comprend une jonction 30 qui est située à une distance axiale "a" du roulement avant 20 entre le roulement avant 20 et le roulement arrière 22. La distance "a" est sélectionnée afin de s' assurer qu'un moment connu est généré au niveau de la jonction 30 en tant que résultat d'une charge de cisaillement agissant au niveau du roulement avant 20. La charge de cisaillement au niveau du roulement avant résulte de l' introduction d'une charge
déséquilibrse au niveau de l'étage de soufflante 12.
Conformément à la présente invention, il est préférable que le roulement avant soit composé d'un roulement à rouleaux alors que le roulement arrière peut être un roulement à billes. On préfère un roulement à rouleaux pour le roulement avant 20 car il élimine sensiblement le transfert d'un moment variable à partir du rotor par l'intermédiaire du roulement 20 à la jonction 30
qui comprend une liaison cassable 32 (voir la figure 2).
L' introduction d'un balourd excessif au niveau de l'étage de soufflante 12 amène l'arbre 14 à prendre une pente au niveau de l' emplacement du roulement avant 20, du fait de la charge du moment. Limiter cette pente, ce qui se produit lorsqu' on monte un roulement à billes sur l'arbre 14 au niveau de la position avant, amènerait le transfert d'un moment variable par l'intermédiaire du roulement et du premier support de roulement à la jonction 30. Le moment transféré varierait en fonction des conditions de fonctionnement du moteur. L'élimination de ce moment variable au niveau de la jonction 30 augmente beaucoup la répétabilité des performances de la liaison cassable, quelles que soient les conditions de fonctionnement du moteur. En utilisant un roulement à rouleaux au niveau de
la position avant, on ne limite pas la pente de l'arbre.
Par conséquent, aucun moment induit par l'arbre n'est
transféré à la jonction 30.
En se référant à la figure 2, la jonction 30 comprend une liaison cassable 32 et est conçue de façon à éliminer sensiblement les forces de cisaillement sur la liaison cassable 32 de sorte que la liaison cassable 32 est soumise à une force de traction. La jonction 30 comprend une partie formant bride s' étendant sensiblement parallèle à l' axe de rotation R afin d'éliminer sensiblement la force de
cisaillement sur l'accouplement cassable.
La liaison cassable est conçue pour se rompre sous une charge créée par un balourd en fonctionnement excessif du
rotor, qui n'agresse pas la structure de support du moteur.
La charge qui provoque la rupture de la liaison cassable doit être suffisamment élevée pour ne pas interférer avec l es bal ourds en fonct ionnement normaux qui se produi sent
pendant le fonctionnement du moteur à turbine de l'aéronef.
De plus, il est important que la conception de la liaison soit telle que la rupture de la liaison cassable se produise d'une manière répétitive sous la charge de conception de façon à s' assurer qu'aucune défaillance
catastrophique n'affecte le vol sûr de l'aéronef.
On décrira en détail la conception de la jonction 30
et de la liaison cassable 32 en se référant à la figure 2.
Il convient de noter d'abord que, comme on le sait dans la technique, les premier et deuxième supports de roulements, le roulement avant et le roulement arrière s'étendent circonférentiellement autour de l'arbre. Conformément, la
jonction 30 s'étend de la même manière circonféren-
tiellement autour de l'arbre. On décrira la jonction en se
référant à la vue en coupe agrandie sur la figure 2.
Toutefois, à la lumière du fait que la jonction s'étend circonférentiellement autour de l'arbre, il convient de noter que la jonction comprend une pluralité de liaisons cassables 32, dont le nombre et la taille sont conçus pour permettre la rupLure sous la charge désirée comme décrit ci-dessus. La charge sous laquelle se produit la rupture des liaisons cassables est une fonction du nombre de liaisons cassables 32, de la forme et de la taille des liaisons cassables 32, de la distance "a" à laquelle se trouve la jonction 30 du roulement à rouleaux avant 20, de la distance radiale "b" à laquelle sont les liaisons 32 de l'axe géométrique de rotation R et d'un facteur de levier géométrique de bride. En se référant à la figure 2, la jonction 30 est formoe des premier et deuxième éléments circonférentiels 34 et 36. L'élément 34 est. en section tranevereale, un élément sensiblement en forme de L
présentant une partie érigée 38 et une partie de base 40.
Comme indiqué ci-dessus, l'élément 34 s ' étend circonférentiellement autour de l'arbre de rotor 14 et ainsi, la partie de base 40 de celui-ci forme une bride s'étendant de manière continue circonférentiellement autour du rotor 14. La jonction comprend de plus un deuxième élément érigé 36, dont la partie inférieure repose sur la partie de base 40 du premier élément 34. L'élément érigé 36 bute contre la partie érigée 38 de l'élément 34 et les éléments 36 et 38 sont pourvus, autour de leur circonférence, d'une pluralité de trous alignés 42 le long de l'axe L, qui est sensiblement parallèle à l'axe de rotation R du rotor 14. Les trous alignés repoivent les liaisons cassables 32 qui, dans un mode de réalisation préféré, comportent un boulon présentant une partie centrale de diamètre réduit 44 entre deux parties de
282381 4
diamètre plus grand 46 et 48. La partie de diamètre réduit 44 est dimensionnce pour assurer la rupLure de la liaison cassable 32 au niveau de la partie réduite 44. Comme il est indiqué ci-dessus, le nombre de liaisons cassables (boulons) et leur taille sont concus pour assurer la
rupture de la liaison sous la charge de conception désirée.
La partie de base 40 du premier élément en forme de L 34 s'étend le long d'un axe sensiblement parallèle aux deux axes R et L. La partie de base 40 élimine sensiblement le transfert du cisaillement vers la liaison cassable 32. Il en résulte que la liaison cassable 32 n'est sensiblement exposée qu'à des forces de traction seulement. Il en résulte que les nécessités de tolérances entre les trous alignés 42 et la liaison cassable 32 ne sont pas critiques comme lorsque la liaison est conçue pour casser sous le cisaillement. Une liaison du type à cisaillement serait chargée seulement lorsque le contact se produirait entre le périmètre des trous alignés 42 et la liaison 32. La charge transférée à chaque liaison dépend beaucoup de la distance initiale entre le périmètre de chaque trou aligné 42 et la liaison 32. Par conséquent, des contrôles de tolérances serrés seraient nécessaires pour assurer que la charge transférée à la liaison est répartie d'une manière prévisible parmi les liaisons. De plus, des contrôles serrés seraient nécessaires sur la position réclle des trous alignés 42 pour s' assurer qu'ils sont vraiment alignés. Ainsi, avec la présente invention, on réalise des économies considérables en production et une augmentation
de la répétabilité.
Il convient de comprendre que l 'invention n'est pas limitée aux illustrations décrites et représentées ici, qui sont simplement destinées à illustrer de meilleurs modes de mise en _uvre de l' invention et qui sont susceptibles de modifications de forme, taille, disposition des pièces et des détails de fonctionnement. L' invention est plutôt destince à inclure toutes les modifications qui sont dans son esprit et sa portée, tels que définis par les
revendications.
Claims (9)
1. Moteur à turtine d'aéronef (10) comprenant un rotor (14) comportant un arbre qui tourne autour d'un axe de rotation (R) pendant le fonctionnement équilibré du moteur, un étage de soufflante (12) comportant au moins deux aubes de soufflante (16) fixées à l'arbre, une structure de support de roulement (18) destinée à supporter l'arbre pour la rotation, ladite structure de support de roulement (18) comprenant un roulement avant (20) et un roulement arrière (22) et un premier support de roulement (24) et un deuxième support de roulement (26) destinés à fixer de manière sûre le roulement avant (20) et le roulement arrière (22) à la structure de support de moteurs à turbine de l'aéronef, respectivement, caractérisé en ce que le premier support de roulement (24) comprend une jonction (30) située à une distance axiale "a" du roulement avant (20), et en ce que la jonction (30) comprend une liaison cassable (32) et est conçue de façon à éliminer sensiblement les forces de cisaillement sur la liaison cassable (32) de sorte que la liaison cassable (32) est
soumise à une force de traction.
2. Moteur à turbine d'aéronef (10) selon la revendication 1, dans lequel la jonction (30) comprend une partie formant bride s'étendant sensiblement parallèle à l'axe de rotation R afin déliminer sensiblement la force
de cisaillement sur l'accouplement cassable.
3. Moteur à turbine d'aéronef (10) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la jonction (30) comprend un premier élément sensiblement en forme de L comportant une partie érigée (38) et une partie de base (40) et un deuxième élément érigé (36) qui repose sur la partie de base (40) et qui bute contre la partie érigée (38), la partie érigée (38) et l'élément érigé (36) présentant des trous alignés (42) selon un axe (L) qui rec, oivent un boulon
qui forme la liaison cassable (32).
4. Moteur à turbine d'aéronef (10) selon la revendication 3, dans lequel l'axe (L) est sensiblement
parallèle à l'axe de rotation (R).
5. Moteur à turbine d'aéronef (10) selon la revendication 3 ou 4, dans lequel la partie de base (40)
est sensiblement parallèle à l'axe (L).
6. Moteur à turbine d'aéronef (10) selon l'une
quelconque des revendications 3 à 5, dans lequel le boulon
comporte une partie centrale de diamètre réduit (44) entre deux parties de plus grand diamètre (46, 48) afin de former
la liaison cassable (32).
7. Moteur à turbine d'aéronef (10) selon l'une
quelconque des revendications précédentes, dans lequel le
roulement avant (20) est un roulement à rouleaux qui élimine sensiblement le transfert d'un moment variable à partir du rotor (14) par l'intermédiaire du roulement
jusqu'à la liaison cassable (32).
8. Moteur à turbine d'aéronef (10) selon la revendication 6 ou 7, dans lequel les premier et deuxième supports de roulement, le roulement avant (20), le roulement arrière (22) et la jonction (30) s'étendent circonférentiellement autour de l'arbre et dans lequel la
liaison cassable (32) comprend une pluralité de boulons.
9. Procédé destiné à détecter, dans un moteur à turbine d'aéronef (10) comprenant un rotor (14) comportant un arbre qui tourne autour d'un axe de rotation (R) pendant un fonctionnement équilibré du moteur, un balourd de fonctionnement excessif prédéterminé du rotor (14) et à diminuer ensuite le transfert de charge à la structure de support du moteur à turbine de l'aéronef, le moteur (10) comprenant en outre un étage de soufflante (12) comportant deux aubes de soufflante (16) au moins fixées à l'arbre, une structure de support de roulement (18) destince à supporter l'artre pour la rotation, ladite structure de support de roulement (18) comprenant un roulement avant (20) et un roulement arrière (22) et un premier support de roulement (24) et un deuxième support de roulement (26) destinés à fixer de manière sûre le roulement avant (20) et le roulement arrière (22) à la structure de support de moteurs à turbine de l'aéronef, respectivement, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: prévoir un dispositif comprenant une liaison cassable (32) dans le premier support de roulement (24) à une distance (a) du roulement avant (20); éliminer sensiblement le transfert de force de cisaillement à la liaison cassable (32) tout en soumettant la liaison cassable (32) à une force de traction; et à rompre la liaison cassable (32) sous une force de traction correspondant au balourd en fonctionnement excessif prédéterminé du rotor (14), d'o il résulte que le support du rotor (14) par le roulement avant (20) est perdu et que l'axe de rotation de l'arbre change de manière à diminuer le transfert de charge vers la structure de
support du moteur.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/837,504 US6428269B1 (en) | 2001-04-18 | 2001-04-18 | Turbine engine bearing support |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2823814A1 true FR2823814A1 (fr) | 2002-10-25 |
| FR2823814B1 FR2823814B1 (fr) | 2003-09-26 |
Family
ID=25274643
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0204817A Expired - Lifetime FR2823814B1 (fr) | 2001-04-18 | 2002-04-17 | Support de roulement de moteur a turbine |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6428269B1 (fr) |
| JP (1) | JP3786622B2 (fr) |
| DE (1) | DE10217399B4 (fr) |
| FR (1) | FR2823814B1 (fr) |
| GB (1) | GB2376504B (fr) |
Families Citing this family (43)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB0216312D0 (en) * | 2002-07-12 | 2002-08-21 | Rolls Royce Plc | Frangible coupling |
| FR2845126B1 (fr) * | 2002-09-26 | 2004-12-03 | Snecma Moteurs | Dispositif decoupleur en traction |
| US7097412B2 (en) * | 2003-02-14 | 2006-08-29 | United Technologies Corporation | Turbine engine bearing support |
| GB2401651B (en) * | 2003-05-14 | 2006-03-01 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
| FR2866068B1 (fr) * | 2004-02-06 | 2006-07-07 | Snecma Moteurs | Turboreacteur a soufflante solidaire d'un arbre d'entrainement supporte par un premier et un deuxieme paliers |
| FR2866069A1 (fr) * | 2004-02-06 | 2005-08-12 | Snecma Moteurs | Turboreacteur a soufflante solidaire d'un arbre d'entrainement supporte par un premier et un deuxieme paliers |
| US7097413B2 (en) * | 2004-05-12 | 2006-08-29 | United Technologies Corporation | Bearing support |
| FR2872485B1 (fr) * | 2004-07-05 | 2006-09-15 | Snecma Moteurs Sa | Raidisseur pour compresseur basse pression d'un moteur d'aeronef |
| FR2877046B1 (fr) * | 2004-10-26 | 2010-09-24 | Snecma Moteurs | Turbomachine avec un dispositif de decouplage et vis fusible pour dispositif de decouplage de la turbomachine |
| FR2878289A1 (fr) * | 2004-11-19 | 2006-05-26 | Snecma Moteurs Sa | Turbomachine avec un dispositif de decouplage commun aux premier et deuxieme paliers de son arbre d'entrainement |
| ITMI20060341A1 (it) * | 2006-02-27 | 2007-08-28 | Nuovo Pignone Spa | Pala di un rotore di un non stadio di un compressore |
| US7594405B2 (en) * | 2006-07-27 | 2009-09-29 | United Technologies Corporation | Catenary mid-turbine frame design |
| GB2444935B (en) * | 2006-12-06 | 2009-06-10 | Rolls Royce Plc | A turbofan gas turbine engine |
| US20120210694A1 (en) * | 2007-04-11 | 2012-08-23 | Holmquist Eric B | Turbo machine spool parameter detection |
| US7762509B2 (en) * | 2007-10-18 | 2010-07-27 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems involving rotatable annular supports |
| US9605560B2 (en) * | 2007-11-13 | 2017-03-28 | United Technolgies Corporation | Fan shaft retention |
| FR2925122B1 (fr) * | 2007-12-14 | 2015-09-04 | Snecma | Dispositif de decouplage d'un support de palier |
| US8113768B2 (en) | 2008-07-23 | 2012-02-14 | United Technologies Corporation | Actuated variable geometry mid-turbine frame design |
| GB201003588D0 (en) * | 2010-03-04 | 2010-04-21 | Rolls Royce Plc | Improvements relating to layered composite components |
| US8845277B2 (en) | 2010-05-24 | 2014-09-30 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with integral gear and bearing supports |
| RU2449145C1 (ru) * | 2010-12-14 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор высокотемпературной турбины |
| RU2451793C1 (ru) * | 2010-12-20 | 2012-05-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбина газотурбинного двигателя |
| FR2976623B1 (fr) * | 2011-06-20 | 2013-06-28 | Snecma | Dispositif de decouplage pour turbomoteur a double flux |
| US9169780B2 (en) | 2011-07-15 | 2015-10-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Connection for generator in a gas turbine engine |
| US9080461B2 (en) * | 2012-02-02 | 2015-07-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan and boost joint |
| US9022684B2 (en) | 2012-02-06 | 2015-05-05 | United Technologies Corporation | Turbine engine shaft coupling |
| FR3005101B1 (fr) * | 2013-04-30 | 2017-07-28 | Snecma | Support de palier d'une turbomachine comportant une partie amovible |
| FR3005097B1 (fr) * | 2013-04-30 | 2017-07-28 | Snecma | Support de palier d'une turbomachine comportant une bride decalee |
| RU2531465C1 (ru) * | 2013-07-02 | 2014-10-20 | Дмитрий Сергеевич Аниканов | Устройство защиты турбокомпрессора от осевого сдвига |
| US10190439B2 (en) | 2014-04-23 | 2019-01-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Frangible mounting arrangement and method for providing same |
| GB201410058D0 (en) * | 2014-06-06 | 2014-07-16 | Rolls Royce Plc | A casing assembly |
| CA2934668C (fr) | 2015-07-09 | 2018-11-06 | General Electric Company | Dispositif de palier servant a supporter une tige de rotor d'un moteur de turbine a gaz |
| CN107237655B (zh) * | 2016-03-28 | 2019-03-15 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机及其风扇叶片飞脱载荷下熔断方法 |
| US10451031B2 (en) | 2016-06-17 | 2019-10-22 | General Electric Company | Wind turbine rotor blade |
| CN107780984B (zh) * | 2016-08-31 | 2019-09-20 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 可失效转子支承结构及航空发动机 |
| EP3296540B1 (fr) | 2016-09-20 | 2019-01-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Moteur à turbine à gaz doté d'un système de réacteur à réducteur |
| EP3296525B1 (fr) * | 2016-09-20 | 2019-11-27 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Moteur à turbine à gaz doté d'un agencement de turboréacteur à réducteur |
| US10738646B2 (en) | 2017-06-12 | 2020-08-11 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbine engine with gear driving low pressure compressor and fan at common speed, and failsafe overspeed protection and shear section |
| US10612555B2 (en) | 2017-06-16 | 2020-04-07 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with overspeed protection |
| GB201900382D0 (en) * | 2019-01-11 | 2019-02-27 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
| US10844745B2 (en) * | 2019-03-29 | 2020-11-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Bearing assembly |
| CN111894889B (zh) * | 2019-05-06 | 2021-07-06 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种熔断系统和航空发动机 |
| US11492926B2 (en) | 2020-12-17 | 2022-11-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Bearing housing with slip joint |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1418907A (en) * | 1972-06-23 | 1975-12-24 | Rolls Royce | Bearing assemblies |
| US5417501A (en) * | 1993-08-21 | 1995-05-23 | Westland Helicopters Limited | Bearing assemblies for rotating shafts |
| US5974782A (en) * | 1996-06-13 | 1999-11-02 | Sciete National D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Method for enabling operation of an aircraft turbo-engine with rotor unbalance |
| FR2800420A1 (fr) * | 1999-11-01 | 2001-05-04 | Gen Electric | Carter de soufflante pour moteur a turbosoufflante comportant un decoupleur de soufflante |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4289360A (en) | 1979-08-23 | 1981-09-15 | General Electric Company | Bearing damper system |
| GB2326679B (en) * | 1997-06-25 | 2000-07-26 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine |
| US6240719B1 (en) * | 1998-12-09 | 2001-06-05 | General Electric Company | Fan decoupler system for a gas turbine engine |
| GB2360069B (en) * | 2000-03-11 | 2003-11-26 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine |
| US6447248B1 (en) * | 2000-10-20 | 2002-09-10 | General Electric Company | Bearing support fuse |
-
2001
- 2001-04-18 US US09/837,504 patent/US6428269B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-04-17 FR FR0204817A patent/FR2823814B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-18 GB GB0208905A patent/GB2376504B/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-18 DE DE10217399A patent/DE10217399B4/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-18 JP JP2002116588A patent/JP3786622B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1418907A (en) * | 1972-06-23 | 1975-12-24 | Rolls Royce | Bearing assemblies |
| US5417501A (en) * | 1993-08-21 | 1995-05-23 | Westland Helicopters Limited | Bearing assemblies for rotating shafts |
| US5974782A (en) * | 1996-06-13 | 1999-11-02 | Sciete National D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Method for enabling operation of an aircraft turbo-engine with rotor unbalance |
| FR2800420A1 (fr) * | 1999-11-01 | 2001-05-04 | Gen Electric | Carter de soufflante pour moteur a turbosoufflante comportant un decoupleur de soufflante |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB0208905D0 (en) | 2002-05-29 |
| JP3786622B2 (ja) | 2006-06-14 |
| US6428269B1 (en) | 2002-08-06 |
| GB2376504B (en) | 2003-11-19 |
| JP2003020909A (ja) | 2003-01-24 |
| DE10217399B4 (de) | 2011-01-13 |
| GB2376504A (en) | 2002-12-18 |
| DE10217399A1 (de) | 2002-12-12 |
| FR2823814B1 (fr) | 2003-09-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2823814A1 (fr) | Support de roulement de moteur a turbine | |
| US6082959A (en) | Method and apparatus for supporting a rotatable shaft within a gas turbine engine | |
| US6494032B2 (en) | Ducted fan gas turbine engine with frangible connection | |
| EP1659266B1 (fr) | Dispositif de découplage commun aux premier et deuxième paliers de l'arbre d'entraînement d'une turbomachine, et turbomachine et compresseur comprenant ledit dispositif de découplage | |
| CA2206154C (fr) | Procede et support de palier permettant de maintenir en fonctionnement un turbomoteur pour aeronef apres apparition d'un balourd accidentel sur un rotor | |
| US6073439A (en) | Ducted fan gas turbine engine | |
| US8167531B2 (en) | Method and apparatus for supporting rotor assemblies during unbalances | |
| CA2607245C (fr) | Agencement de palier d'un arbre tournant et turboreacteur equipe d'un tel agencement | |
| FR2463853A1 (fr) | Dispositif de support d'un element tournant pouvant etre soumis a des balourds importants | |
| FR2487004A1 (fr) | Systeme d'entrainement de la soufflante de turbomachines | |
| US6098399A (en) | Ducted fan gas turbine engine | |
| GB2326679A (en) | Ducted fan gas turbine engine | |
| US6079200A (en) | Ducted fan gas turbine engine with fan shaft frangible connection | |
| EP2075413A1 (fr) | Dispositif de rigidification du stator d'une turbomachine et application aux moteurs d'aeronef | |
| FR2976623A1 (fr) | Dispositif de decouplage pour turbomoteur a double flux | |
| FR3026774A1 (fr) | Turbomachine comportant un dispositif de freinage du rotor de soufflante. | |
| EP1593817B1 (fr) | Turbomachine dotée d'un système de protection d'arbre principal de moteur à palier fusible | |
| EP1344896B1 (fr) | Dispositif de support et de recentrage d'un arbre d'une soufflante d'un turboréacteur après découplage | |
| CA2478788A1 (fr) | Dispositif abradable sur carter de soufflante d'un moteur de turbine a gaz | |
| EP0928881B1 (fr) | Turbomachine a freinage mutuel d'arbres concentriques en cas de rupture | |
| EP3344855B1 (fr) | Ensemble propulsif muni de parties de carter decouplables | |
| FR3066534A1 (fr) | Ensemble pour turbomachine d'aeronef presentant un systeme de decouplage ameliore en cas de perte d'aube de soufflante | |
| FR3006713A1 (fr) | Dispositif de decouplage pour turbomachine comportant une piece intermediaire | |
| FR3063313A1 (fr) | Agencement d'entree de moteur d'aeronef comprenant un decoupleur mecanique | |
| FR2831624A1 (fr) | Systeme decoupleur pour l'arbre d'une soufflante de turboreacteur |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |
|
| CA | Change of address |
Effective date: 20170324 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 17 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 19 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 20 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: RAYTHEON TECHNOLOGIES CORPORATION, US Effective date: 20210315 |