JP5111825B2 - 二重反転ファン組立体及び二重反転ファン組立体を備えるガスタービンエンジン組立体 - Google Patents

二重反転ファン組立体及び二重反転ファン組立体を備えるガスタービンエンジン組立体 Download PDF

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Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、二重反転ファン組立体及び二重反転ファン組立体を備えるガスタービンエンジン組立体に関する。

少なくとも幾つかの公知のガスタービンエンジンは、前方ファン、コアエンジン及び出力タービンを含む。コアエンジンは、直列流れ関係の状態で互いに結合された少なくとも1つの圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンを含む。より具体的には、圧縮機と高圧タービンとは、シャフトを介して結合されて高圧ロータ組立体を形成する。コアエンジンに流入した空気は次に、燃料と混合されかつ点火されて高エネルギーガス流を形成する。ガス流は、高圧タービンを通って流れて高圧タービンを回転駆動し、次にシャフトが圧縮機を回転駆動するようになる。

ガス流は、該ガス流が低圧タービンを通って流れるにつれて膨張する。低圧タービンは、低圧シャフトを介してファンを回転駆動して、ファン、低圧シャフト及び低圧タービンによって低圧ロータ組立体が形成されるようになる。エンジン効率を増大させるのを可能にするために、少なくとも1つの公知のガスタービンエンジンは、二重反転ファン及び/又は二重反転ブースタ圧縮機に結合された二重反転低圧タービンを含む。

二重反転低圧タービンを含むガスタービンエンジンを組み立てるために、外側回転スプール、回転フレーム、中間タービンフレーム及び2つの同軸シャフトをガスタービンエンジン内に設置して、二重反転タービンを支持するのを可能にする。上記の構成部品の設置はまた、第1の及び第2のファン組立体が各々、第1及び第2のタービンと同一の回転方向に回転するように、第1のファン組立体を第1のタービンに結合しまた第2のファン組立体を第2のタービンに結合することを可能にする。従って、そのようなエンジンの全重量、設計の複雑さ及び/又は製造コストが、増大する。さらに、ファン組立体を支持するのを可能にするために、ファン組立体の少なくとも1つは、複数の軸受組立体上に支持される。エンジンの作動中、ファンブレードの破片がブレードの残余部分から分離する場合がある。従って、実質的に不均衡な回転荷重が損傷したファン内で生じ、その不均衡な回転荷重は、ファンシャフト軸受、ファン軸受支持体及びファン支持フレームによって実質的に支持されることになる。

損傷を与える可能性がある異常な不均衡荷重の影響を最少にするために、公知のエンジンは、ファン支持システムに付加的強度を与えるような寸法にした、ファンロータ支持システムのための支持構成部品を含む。しかしながら、支持構成部品の強度を高めることはまた、実質的にロータ不均衡がない状態でエンジンが作動している時に、エンジンの全重量を増大させ、またエンジンの全体効率を低下させるおそれがある。

1つの態様では、二重反転ファン組立体を提供する。本二重反転ファン組立体は、低圧タービンに結合されたギヤボックスと、ギヤボックスに結合され、ディスク及び該ディスクに結合された複数のロータブレードを含み、第1の回転方向に回転するように構成された第1のファン組立体と、所定のモーメント荷重においてそれが破損するように、該第1のファン組立体と低圧タービンとの間に結合された機械的ヒューズとを含む。

別の態様では、タービンエンジン組立体を提供する。本タービンエンジン組立体は、コアタービンエンジンと、コアタービンエンジンに結合された低圧タービンと、低圧タービンに結合されたギヤボックスと、ギヤボックスに結合され、ディスク及び該ディスクに結合された複数のロータブレードを含み、第1の回転方向に回転するように構成された第1のファン組立体と、所定のモーメント荷重においてそれが破損するように、第1のファン組立体と低圧タービンとの間に結合された機械的ヒューズとを含む。

さらに別の態様では、ガスタービンエンジンを組み立てる方法を提供する。本方法は、コアタービンエンジンに対して低圧タービンを結合する段階と、低圧タービンに対してギヤボックスを結合する段階と、第1のファン組立体が第1の方向に回転するようにギヤボックスに対して該第1のファン組立体を結合する段階と、機械的ヒューズが所定のモーメント荷重において破損するように、該機械的ヒューズを第1のファン組立体と低圧タービンとの間に結合する段階とを含む。

図1は、長手方向軸線11を有する例示的なタービンエンジン組立体10の一部分の断面図である。この例示的な実施形態では、タービンエンジン組立体10は、コアガスタービンエンジン12と、コアガスタービンエンジン12の軸方向後方に結合された低圧タービン14と、コアガスタービンエンジン12の軸方向前方に結合された二重反転ファン組立体16とを含む。

コアガスタービンエンジン12は、環状のコアエンジン入口22を形成した外側ケーシング20を含む。ケーシング20は、低圧ブースタ圧縮機24を囲んで流入空気の圧力を第1の圧力レベルまで増大させるのを可能にする。1つの実施形態では、コアガスタービンエンジン12は、オハイオ州シンシナティ所在のGeneral Electric Aircraft Enginesから入手可能なコアCFM56型ガスタービンエンジンである。

高圧多段軸流圧縮機26は、ブースタ圧縮機24から加圧空気を受け、この空気の圧力を第2のより高い圧力レベルにさらに増大させる。高圧空気は、燃焼器28に送られ、燃料と混合される。燃料−空気混合気は点火されて、加圧空気の温度及びエネルギーレベルを上昇させる。高エネルギー燃焼生成物は、第1の又は高圧タービン30に流れて第1の駆動シャフト32を介して圧縮機26を駆動するようにし、次に第2の又は低圧タービン14に流れて第1の駆動シャフト32と同軸に結合された第2の駆動シャフト34を介して二重反転ファン組立体16及びブースタ圧縮機24を駆動するのを可能にする。低圧タービン14を駆動した後に、燃焼生成物は、排出ノズル36を介してタービンエンジン組立体10から流出して推進ジェット推力を提供する。

二重反転ファン組立体16は、長手方向中心軸線11の周りに配置された前方ファン組立体50と後方ファン組立体52とを含む。本明細書では「前方ファン」及び「後方ファン」という用語を使用して、ファン組立体50がファン組立体52の軸方向上流に結合されることを表している。この例示的な実施形態では、ファン組立体50及び52は、図示するように、コアガスタービンエンジン12の前方端部に配置される。別の実施形態では、ファン組立体50及び52は各々、コアガスタービンエンジン12の後方端部に配置される。ファン組立体50及び52は各々、それぞれ少なくとも1列のロータブレード60及び62を含み、その各々は、ナセル64内に配置される。ブレード60及び62は、それぞれのロータディスク66及び68に結合される。

この例示的な実施形態では、ブースタ圧縮機24は、それぞれのロータディスク72に結合された複数列のロータブレード70を含む。この例示的な実施形態では、ブースタ圧縮機24は、入口ガイドベーン組立体74の後方に配置され、該ブースタ圧縮機24が後方ファン組立体52の回転速度と実質的に等しい回転速度で回転するように後方ファン組立体52に結合される。ブースタ圧縮機24は、3列のみのロータブレード70を有するものとして図示しているが、ブースタ圧縮機24は、単列のロータブレード70、又は複数列のガイドベーン76と交差指状に配置された複数列のロータブレード70を有することができる。1つの実施形態では、入口ガイドベーン76は、ブースタケース78に対して固定結合される。別の実施形態では、ロータブレード70をロータディスク72に対して回転可能に結合して、入口ガイドベーン76が、エンジン作動中にブースタ圧縮機24を通って流れる空気の量を変えるのを可能にするように可動になるようにする。さらに別の実施形態では、タービンエンジン組立体10は、ブースタ圧縮機24を含まない。

この例示的な実施形態では、低圧タービン14は、該低圧タービン14及び前方ファン組立体50が第1の回転方向80に回転するようにシャフト34を介して前方ファン組立体50に対して結合され、また後方ファン組立体52は、該後方ファン組立体52が逆の第2の方向82に回転するように低圧タービン14に対して結合される。

図2は、図1に示す二重反転ファン組立体16の一部分の概略図である。図3は、例示的な機械的ヒューズ200を含む、図2に示す二重反転ファン組立体16の一部分の概略図である。この例示的な実施形態では、二重反転ファン組立体16はまた、後方ファン組立体52を前方ファン組立体50とは逆の第2の方向82に回転させるのを可能にするように、後方ファン組立体52と第2の駆動シャフト34との間に結合されたギヤボックス100を含む。

1つの実施形態では、ギヤボックス組立体100は、約2.0対1の歯車比を有し、前方ファン組立体50が後方ファン組立体52の回転速度の約2倍の回転速度で回転するようになる。別の実施形態では、前方ファン組立体50は、後方ファン組立体52の回転速度の約0.9倍から後方ファン組立体52の回転速度よりも速い約2.1倍までの間である回転速度で回転する。さらに別の実施形態では、前方ファン組立体50は、後方ファン組立体52の回転速度よりも約1.5倍速い回転速度で回転する。さらに別の実施形態では、前方ファン組立体50は、後方ファン組立体52の回転速度の約0.67倍の回転速度で回転する。従って、この例示的な実施形態では、前方ファン組立体50は、後方ファン組立体52の回転速度よりも速い回転速度で回転する。別の実施形態では、前方ファン組立体50は、後方ファン組立体52の回転速度よりも遅い回転速度で回転する。この例示的な実施形態では、ギヤボックス100は、シャフト34を実質的に半径方向に囲み、支持構造体102と、支持構造体102内に結合された少なくとも1つの歯車103と、入力部104と、出力部106とを含む遊星ギヤボックスである。

この例示的な実施形態では、タービンエンジン組立体10はまた、第1のファン軸受組立体110と、第2のファン軸受組立体120と、第3のファン軸受組立体130と、第4のファン軸受組立体140とを含む。第1のファン軸受組立体110は、軸受レース112と軸受レース112内に結合された転がり要素114とを含む。第2のファン軸受組立体120は、軸受レース122と軸受レース122内に結合された転がり要素124とを含む。この例示的な実施形態では、ファン軸受組立体110及び120は各々、それぞれ前方ファン組立体50及び後方ファン組立体52を相対的に一定の軸方向位置に維持することを可能にするスラスト軸受である。第3のファン軸受組立体130は、軸受レース132と軸受レース132内に結合された転がり要素134とを含む。第4のファン軸受組立体140は、軸受レース142と軸受レース142内に結合された転がり要素144とを含む。この例示的な実施形態では、ファン軸受組立体130及び140は各々、後方ファン組立体52が前方ファン組立体50に対して自由に回転することができるように、後方ファン組立体52に対して回転支持を与えるのを可能にするローラ軸受である。従って、ファン軸受組立体130及び140は、二重反転ファン組立体16内で後方ファン組立体52を相対的に一定の半径方向位置に維持することを可能にする。

この例示的な実施形態では、ギヤボックス支持構造体102は、固定構成部品に結合される。より具体的には、またこの例示的な実施形態では、ファン軸受組立体120は、回転インナレース126と固定アウタレース128とを含み、転がり要素114が、それぞれレース126及び128間に結合されるようにする。より具体的には、この例示的な実施形態では、ギヤボックス入力部104は、駆動シャフト34にスプライン嵌合された駆動シャフト延長部136を介して第2の駆動シャフト34に対して回転可能に結合され、ギヤボックス出力部106は、出力部構造体138を介して後方ファン組立体52に対して回転可能に結合される。より具体的には、出力部構造体138の第1の端部は、ギヤボックス出力部106にスプライン嵌合され、また出力部構造体138の第2の端部は、駆動シャフト168に結合されて、後方ファン組立体52を駆動するのを可能にする。アウタレース128は、タービンエンジン組立体10内で組立体ギヤボックス100を実質的に一定の位置に維持することを可能にする。

ガスタービンエンジン組立体12はまた、駆動シャフト34とギヤボックス入力部104との間に結合された少なくとも1つの機械的ヒューズ200を含む。より具体的には、またこの例示的な実施形態では、駆動シャフト延長部136は、第1の部分210と第2の部分212とを含む。第1の部分210は、例えば複数のスプライン214を利用して駆動シャフト34に結合され、第2の部分212は、例えば複数のスプライン216を利用してギヤボックス入力部104に結合され、また第1の部分210は、例えば複数のスプライン218を利用して第2の部分212に結合される。従って、機械的ヒューズ200は、駆動シャフト34がギヤボックス入力部104に結合されるように、それぞれ第1及び第2の部分210及び212間に結合される。

この例示的な実施形態では、ヒューズ200は、ほぼ円盤状であり、スプライン216を介して入力部104に結合された半径方向内側部分230と、スプライン218を介して第1の部分210に結合された半径方向外側部分232とを含む。さらに、ヒューズ200は、半径方向内側部分230の近傍における第1の厚さ240と、第1の厚さ240よりも小さい半径方向外側部分232の近傍における第2の厚さ242とを有する。より具体的には、またこの例示的な実施形態では、円盤又はヒューズ200の厚さは、半径方向内側部分230から半径方向外側部分232まで徐々に減少する。この例示的な実施形態では、第2の厚さ242は、ヒューズ200が低圧タービン駆動シャフト上の全トルク荷重の約45%〜約55%の荷重及び/又はトルクを受けた時に、第1の部分230が第2の部分232から分離することになる、つまりヒューズ200が破断することになるように選択される。

図4は、例示的な機械的ヒューズ300を含む、図2に示す二重反転ファン組立体16の一部分の概略図である。ガスタービンエンジン組立体12はまた、駆動シャフト34とギヤボックス入力部104との間に結合された少なくとも1つの機械的ヒューズ300を含む。より具体的には、またこの例示的な実施形態では、駆動シャフト延長部136は、第1の部分210と第2の部分212とを含む。第1の部分210は、例えば複数のスプライン214を利用して駆動シャフト34に結合され、第2の部分212は、例えば複数のスプライン216を利用してギヤボックス入力部104に結合され、また第1の部分210は、少なくとも1つの機械的ヒューズ300を利用して第2の部分212に結合される。従って、機械的ヒューズ300は、駆動シャフト34がギヤボックス入力部104に結合されるように、第1及び第2の部分210及び212を互いに結合するために利用される。この例示的な実施形態では、複数のヒューズが、第1及び第2の部分210及び212を互いに結合するために利用される。

作動中、第2の駆動シャフト34が回転すると、第2の駆動シャフト34は、ギヤボックス入力部104を回転させ、これが次にギヤボックス出力部106を回転させる。ギヤボックス出力部106は、後方ファン組立体52に結合されているので、第2の駆動シャフト34は、ギヤボックス100を介して後方ファン組立体52を前方ファン組立体50とは逆の第2の方向82に回転させる。この例示的な実施形態では、ギヤボックス100は、後方ファン駆動シャフト68と後方ファン組立体52を支持するように構成された構造支持部材162との間に形成されたサンプ160内に配置される。作動中に、ギヤボックス100は、サンプ160内に収容された潤滑流体内に少なくとも部分的に沈められる。従って、エンジン作動中にギヤボックス100を連続的に潤滑することが可能になる。

さらに、エンジン組立体10の作動中に、エンジン10の不均衡によって、後方ファン組立体52(図1に示す)に大きな半径方向の力が加わる可能性がある。比較的大きな半径方向応力を吸収しかつ連続的なエンジン作動を保証するのを可能にするために、機械的ヒューズ200及び/又は300は破断して、前方ファン組立体50が作動し続けるようにすることができる。

本明細書に記載したガスタービンエンジン組立体は、減速型単回転(SR)低圧タービンを有する二重反転(CR)ファン組立体を含む。本組立体は、公知の二重反転低圧タービンに関連した複雑さの少なくとも幾つかを軽減するのを可能にする。より具体的には、本明細書に記載したガスタービンエンジン組立体は、単回転低圧タービンに回転可能に結合された前方ファンと、互いに回転可能に結合されかつギヤボックスを介して低圧タービンによって駆動される後方ファン及びブースタ組立体とを含む。後方ファン組立体及びブースタ組立体は、同一の速度で駆動され、1つの実施形態では、その速度は、前方ファン速度の約半分である。さらに、本明細書に記載したガスタービンエンジン組立体は、低圧タービンによって生成された出力の約40%がギヤボックスを介して後方ファン組立体に伝達されるように構成されて、歯車損失を低減するのを可能にする。

さらに、本明細書に記載したガスタービンエンジン組立体は、円形スプラインと後方ファン組立体及び低圧タービン駆動シャフト間に結合されたアーム組立体とによって形成されて歯車ロックに対して駆動シャフトを保護するのを可能にする機械的ヒューズを含む。より具体的には、本明細書に記載した機械的ヒューズは、ギヤボックス焼付き時に全LPTトルクがギヤボックスに伝達されるといった不測の事態では、破断することになる。ギヤボックスは後方ファン組立体及びブースタ組立体を駆動するので、ヒューズ破断を伴う過大トルク状態により、前方ファン組立体は影響を受けないことになる。その結果、エンジンは、依然として有用な推力量を生成し続けることができる。より具体的には、ギヤボックスが故障した場合、つまり後方ファン組立体が回転を停止した場合でも、前方ファン組立体は、低圧タービンによって直接駆動されるので、作動し続けることになる。

その結果、本明細書に記載したガスタービンエンジン組立体は、ファン効率を増大させ、ファン先端速度を低下させかつ/又はノイズを減少させるのを可能にする。さらに、本明細書に記載したガスタービンエンジン組立体は、二重反転ファン組立体を駆動するための二重反転低圧タービンを含まないので、それに限定されないが、外側回転スプール、回転後部フレーム、第2の低圧タービンシャフト及び低圧タービン外側回転シ−ルのような様々な構成部品が排除され、従ってガスタービンエンジン組立体の全重量が軽減される。さらに、幾つかのガスタービンエンジン用途では、本明細書に記載した方法及び装置を利用して中間タービンフレームを排除することができる。

以上、ファン組立体に結合されたギヤボックスを含むガスタービンエンジン組立体の例示的な実施形態を詳細に説明している。その構成要素は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ各システムの構成要素は、本明細書に記載したその他の構成要素とは独立してかつ別個に利用することができる。本明細書に記載したギヤボックスはまた、前方及び後方ファン組立体を含むその他の公知ガスタービンエンジンと組み合せて使用することもできる。

様々な具体的な実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは、当業者には明らかであろう。

例示的なタービンエンジン組立体の一部分の断面図。 図1に示す二重反転ファン組立体の一部分の拡大断面図。 機械的ヒューズを含む、図2に示す二重反転ファン組立体の一部分の拡大断面図。 別の例示的な機械的ヒューズを含む、図2に示す二重反転ファン組立体の一部分の拡大断面図。

符号の説明

10 タービンエンジン組立体
11 長手方向中心軸線
12 コアガスタービンエンジン
14 低圧タービン
16 回転ファン組立体
20 外側ケーシング
22 エンジン入口
24 ブースタ圧縮機
26 駆動圧縮機
28 燃焼器
30 高圧タービン
32 第1の駆動シャフト
34 第2の駆動シャフト
36 排出ノズル
50 前方ファン組立体
52 後方ファン組立体
60 ロータブレード
62 ロータブレード
64 ナセル
66 ロータディスク
68 ロータディスク
70 ロータブレード
72 ロータディスク
74 入口ガイドベーン組立体
76 入口ガイドベーン
78 ブースタケース
80 第1の回転方向
82 逆の第2の方向
100 ギヤボックス
102 ギヤボックスハウジング
103 歯車
104 入力部
106 出力部
110 第1のファン軸受組立体
112 軸受レース
114 転がり要素
120 第2のファン軸受組立体
124 転がり要素
126 インナレース
128 アウタレース
130 第3のファン軸受組立体
132 軸受レース
134 転がり要素
136 インナレース支持構造体
138 出力部構造体
140 第4のファン軸受組立体
142 軸受レース
144 転がり要素
160 サンプ
162 構造支持部材
168 駆動シャフト
200 機械的ヒューズ
210 第1の部分
212 第2の部分
214 複数のスプライン
216 複数のスプライン
218 複数のスプライン
230 内側部分
232 外側部分
240 第1の厚さ
242 第2の厚さ
300 機械的ヒューズ

Claims (10)

  1. 駆動シャフト(34)を使用する低圧タービン(14)に結合されたギヤボックス(100)と、
    前記ギヤボックスに結合され、ディスク(68)及び該ディスクに結合された複数のロータブレード(62)を含み、第2の回転方向(82)に回転するように構成された後方ファン組立体(52)と、
    前記後方ファン組立体(52)と前記低圧タービンとの間に結合され、所定のモーメント荷重において破損するように構成された機械的ヒューズ(200、300)と、
    を含む二重反転ファン組立体(16)。
  2. 前記機械的ヒューズ(200)が、前記低圧タービン(14)の駆動シャフト(34)に加わる全トルク荷重の50%〜55%で破損するように構成される、請求項1記載の二重反転ファン組立体(16)。
  3. 前記機械的ヒューズ(200)が、ほぼ円盤状である、請求項1記載の二重反転ファン組立体(16)。
  4. 前記第2の回転方向(82)とは異なる第1の回転方向(80)に回転するように前記低圧タービン(14)に結合された前方ファン組立体(50)をさらに含む、請求項1記載の二重反転ファン組立体(16)。
  5. 前記後方ファン組立体(52)の回転速度が、前記前方ファン組立体(50)の回転速度のほぼ半分である、請求項4記載の二重反転ファン組立体(16)。
  6. コアタービンエンジン(12)と、
    前記コアタービンエンジンに結合された低圧タービン(14)と、
    駆動シャフト(34)を使用する前記低圧タービンに結合されたギヤボックス(100)と、
    前記ギヤボックスに結合され、ディスク(68)及び該ディスクに結合された複数のロータブレード(62)を含み、第2の回転方向(82)に回転するように構成された後方ファン組立体(52)と、
    前記後方ファン組立体(52)と前記低圧タービンとの間に結合され、所定のモーメント荷重において破損するよう構成された機械的ヒューズ(200)と、
    を含むタービンエンジン組立体(10)。
  7. 前記機械的ヒューズ(200)が、前記ギヤボックス(100)の入力部(104)と前記低圧タービン(14)との間に結合される、請求項6記載のタービンエンジン組立体(10)。
  8. 前記機械的ヒューズ(200)が、前記低圧タービン(14)の駆動シャフト(34)に加わる全トルク荷重の50%〜55%で破損するように構成される、請求項6記載のタービンエンジン組立体(10)。
  9. 前記機械的ヒューズ(200)が、ほぼ円盤状である、請求項6記載のタービンエンジン組立体(10)。
  10. 前記後方ファン組立体(52)が、第1の回転速度で回転するように構成され、前方ファン組立体(50)が、前記第1の回転速度とは異なる第2の回転速度で回転するように構成される、請求項6記載のタービンエンジン組立体(10)。
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Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7493754B2 (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
US7832193B2 (en) * 2006-10-27 2010-11-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US8708643B2 (en) * 2007-08-14 2014-04-29 General Electric Company Counter-rotatable fan gas turbine engine with axial flow positive displacement worm gas generator
US10151248B2 (en) 2007-10-03 2018-12-11 United Technologies Corporation Dual fan gas turbine engine and gear train
US8205432B2 (en) * 2007-10-03 2012-06-26 United Technologies Corporation Epicyclic gear train for turbo fan engine
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
US8092093B2 (en) * 2008-07-31 2012-01-10 General Electric Company Dynamic impeller oil seal
US8480527B2 (en) * 2008-08-27 2013-07-09 Rolls-Royce Corporation Gearing arrangement
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
US8752394B2 (en) * 2010-03-15 2014-06-17 Rolls-Royce Corporation Determining fan parameters through pressure monitoring
US10294795B2 (en) * 2010-04-28 2019-05-21 United Technologies Corporation High pitch-to-chord turbine airfoils
US9541007B2 (en) * 2011-04-15 2017-01-10 United Technologies Corporation Coupling shaft for gas turbine fan drive gear system
US8777793B2 (en) 2011-04-27 2014-07-15 United Technologies Corporation Fan drive planetary gear system integrated carrier and torque frame
US9896966B2 (en) 2011-08-29 2018-02-20 United Technologies Corporation Tie rod for a gas turbine engine
US9085989B2 (en) * 2011-12-23 2015-07-21 General Electric Company Airfoils including compliant tip
US9038366B2 (en) 2012-01-31 2015-05-26 United Technologies Corporation LPC flowpath shape with gas turbine engine shaft bearing configuration
US8863491B2 (en) 2012-01-31 2014-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US8246292B1 (en) * 2012-01-31 2012-08-21 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US10287914B2 (en) * 2012-01-31 2019-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US9835052B2 (en) * 2012-01-31 2017-12-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10400629B2 (en) 2012-01-31 2019-09-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US9447695B2 (en) * 2012-03-01 2016-09-20 United Technologies Corporation Diffuser seal for geared turbofan or turboprop engines
US9777639B2 (en) 2012-12-23 2017-10-03 United Technologies Corporation Turbine engine gearbox mount with multiple fuse joints
US9500133B2 (en) 2012-12-23 2016-11-22 United Technologies Corporation Mount with an axial upstream linkage for connecting a gearbox to a turbine engine case
CN103056653B (zh) * 2013-01-11 2015-12-02 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种托架式核心机装配方法
US9752500B2 (en) * 2013-03-14 2017-09-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with transmission and method of adjusting rotational speed
WO2014151785A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Turbofan engine bearing and gearbox arrangement
CN103899367B (zh) * 2014-02-14 2015-07-29 哈尔滨工业大学 航空发动机转子堆叠装配方法与装置
CN103790651B (zh) * 2014-02-14 2015-07-29 哈尔滨工业大学 气浮与磁浮相结合的航空发动机转子装配方法与装置
CN103790644B (zh) * 2014-02-14 2015-07-29 哈尔滨工业大学 基于空间矢量投影的航空发动机转子装配方法与装置
FR3018094A1 (fr) * 2014-02-28 2015-09-04 Snecma Rotor de soufflante pour une turbomachine telle qu'un turboreacteur multiflux entraine par reducteur
GB201516570D0 (en) * 2015-09-18 2015-11-04 Rolls Royce Plc A Shafting Arrangement
EP3296525B1 (en) * 2016-09-20 2019-11-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gas turbine engine with a geared turbofan arrangement
US10612555B2 (en) * 2017-06-16 2020-04-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with overspeed protection

Family Cites Families (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1309721A (en) * 1971-01-08 1973-03-14 Secr Defence Fan
US3866415A (en) * 1974-02-25 1975-02-18 Gen Electric Fan blade actuator using pressurized air
GB1484898A (en) * 1974-09-11 1977-09-08 Rolls Royce Ducted fan gas turbine engine
US4251987A (en) * 1979-08-22 1981-02-24 General Electric Company Differential geared engine
GB2194292A (en) * 1986-08-29 1988-03-02 Gen Electric High bypass ratio counterrotating turbofan engine
GB2195712B (en) * 1986-10-08 1990-08-29 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
GB8630754D0 (en) * 1986-12-23 1987-02-04 Rolls Royce Plc Turbofan gas turbine engine
DE3714990C2 (ja) * 1987-05-06 1990-07-05 Mtu Muenchen Gmbh
DE3738703C2 (ja) * 1987-05-27 1990-10-31 Mtu Muenchen Gmbh
DE3812027A1 (de) * 1988-04-11 1989-10-26 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
FR2652387B1 (fr) * 1989-09-27 1991-11-29 Snecma Moteur de propulsion a soufflantes contrarotatives.
DE4122008C2 (ja) * 1991-07-03 1993-04-22 Mtu Muenchen Gmbh
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
US6231012B1 (en) * 1996-05-15 2001-05-15 Michael J. Cacciola No-back/offset gear box
FR2749883B1 (fr) * 1996-06-13 1998-07-31 Snecma Procede et support de palier permettant de maintenir en fonctionnement un turbomoteur pour aeronef apres apparition d'un balourd accidentel sur un rotor
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
DE19828562B4 (de) * 1998-06-26 2005-09-08 Mtu Aero Engines Gmbh Triebwerk mit gegenläufig drehenden Rotoren
US6158210A (en) * 1998-12-03 2000-12-12 General Electric Company Gear driven booster
US6240719B1 (en) * 1998-12-09 2001-06-05 General Electric Company Fan decoupler system for a gas turbine engine
US6364603B1 (en) * 1999-11-01 2002-04-02 Robert P. Czachor Fan case for turbofan engine having a fan decoupler
US6447248B1 (en) * 2000-10-20 2002-09-10 General Electric Company Bearing support fuse
US6402469B1 (en) * 2000-10-20 2002-06-11 General Electric Company Fan decoupling fuse
FR2817912B1 (fr) * 2000-12-07 2003-01-17 Hispano Suiza Sa Reducteur reprenant les efforts axiaux generes par la soufflante d'un turboreacteur
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
US6763653B2 (en) * 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster
US6763652B2 (en) * 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines
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
US7490460B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 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
US7526913B2 (en) * 2005-10-19 2009-05-05 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
US7493754B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-24 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
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
US7841165B2 (en) * 2006-10-31 2010-11-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same

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