RU2014134424A - Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя - Google Patents

Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2014134424A
RU2014134424A RU2014134424A RU2014134424A RU2014134424A RU 2014134424 A RU2014134424 A RU 2014134424A RU 2014134424 A RU2014134424 A RU 2014134424A RU 2014134424 A RU2014134424 A RU 2014134424A RU 2014134424 A RU2014134424 A RU 2014134424A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
fan
engine
shaft
section
Prior art date
Application number
RU2014134424A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2630630C2 (ru
Inventor
Даниэль Бернард КУПРАТИС
Фредерик М. ШВАРЦ
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=48905765&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2014134424(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Priority claimed from US13/363,154 external-priority patent/US20130192196A1/en
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014134424A publication Critical patent/RU2014134424A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2630630C2 publication Critical patent/RU2630630C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:компрессорную секцию;камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, причем турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину, при этом турбина привода вентилятора содержит множество роторов турбины;вентилятор, содержащий множество лопаток, приводимых во вращение вокруг оси, причем отношение числа лопаток вентилятора к числу роторов турбины привода вентилятора составляет от приблизительно 2,5 до приблизительно 8,5; исистему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси,причем турбина привода вентилятора содержит первый задний ротор, прикрепленный к первому валу, а вторая турбина содержит второй задний ротор, прикрепленный ко второму валу,при этом перед первым соединением между первым задним ротором и первым валом в аксиальном направлении расположен первый подшипниковый узел, а после второго соединения между вторым задним ротором и вторым валом в аксиальном направлении расположен второй подшипниковый узел.2. Двигатель по п. 1, в котором первый подшипниковый узел и второй подшипниковый узел содержат роликовые подшипники.3. Двигатель по п. 1, в котором компрессорная секция содержит первый компрессор, приводимый в движение турбиной привода вентилятора через первый вал, и вторую компрессорную секцию, приводимую в движение второй турбиной через второй вал, причем первый подшипник поддерживает задний участок первого вала, а второй подшипник поддерживает задний участок второго вала.4. Двигатель по п. 3, в котором передние у

Claims (20)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:
компрессорную секцию;
камеру сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;
турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с камерой сгорания, причем турбинная секция содержит турбину привода вентилятора и вторую турбину, при этом турбина привода вентилятора содержит множество роторов турбины;
вентилятор, содержащий множество лопаток, приводимых во вращение вокруг оси, причем отношение числа лопаток вентилятора к числу роторов турбины привода вентилятора составляет от приблизительно 2,5 до приблизительно 8,5; и
систему изменения скорости, приводимую в действие турбиной привода вентилятора для вращения вентилятора вокруг оси,
причем турбина привода вентилятора содержит первый задний ротор, прикрепленный к первому валу, а вторая турбина содержит второй задний ротор, прикрепленный ко второму валу,
при этом перед первым соединением между первым задним ротором и первым валом в аксиальном направлении расположен первый подшипниковый узел, а после второго соединения между вторым задним ротором и вторым валом в аксиальном направлении расположен второй подшипниковый узел.
2. Двигатель по п. 1, в котором первый подшипниковый узел и второй подшипниковый узел содержат роликовые подшипники.
3. Двигатель по п. 1, в котором компрессорная секция содержит первый компрессор, приводимый в движение турбиной привода вентилятора через первый вал, и вторую компрессорную секцию, приводимую в движение второй турбиной через второй вал, причем первый подшипник поддерживает задний участок первого вала, а второй подшипник поддерживает задний участок второго вала.
4. Двигатель по п. 3, в котором передние участки первого и второго валов поддерживает упорный подшипниковый узел.
5. Двигатель по п. 1, в котором турбина привода вентилятора имеет первую выходную площадь в первой точке выхода и первую скорость вращения, вторая турбинная секция имеет вторую выходную площадь во второй точке выхода и вторую скорость вращения, превосходящую первую скорость, причем первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади, а второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади, при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.
6. Двигатель по п. 5, в котором отношение характеризующих параметров больше или равно приблизительно 0,8.
7. Двигатель по п. 5, в котором первый характеризующий параметр больше или равен приблизительно 4.
8. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор и турбина привода вентилятора выполнены с возможностью вращения вокруг оси в первом направлении, а вторая турбинная секция выполнена с возможностью вращения вокруг оси во втором направлении, противоположном первому направлению.
9. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор, секция турбины привода вентилятора и вторая турбинная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении вокруг оси.
10. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор и вторая турбинная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении вокруг оси, а турбина привода вентилятора выполнена с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому направлению.
11. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит редуктор, при этом вентилятор выполнен с возможностью вращения в первом направлении вокруг оси, а турбина привода вентилятора и вторая турбинная секция выполнены с возможностью вращения вокруг оси во втором направлении, противоположном первому направлению.
12. Двигатель по п. 1, в котором система изменения скорости содержит понижающий редуктор с передаточным числом, превышающим приблизительно 2,3.
13. Двигатель по п. 1, в котором вентилятор выполнен с возможностью подачи части воздуха во внешний контур, причем степень двухконтурности определена как отношение части воздуха, подаваемого во внешний контур к части воздуха, подаваемой в компрессорную секцию, при этом степень двухконтурности больше, чем приблизительно 6,0.
14. Двигатель по п. 9, в котором степень двухконтурности больше, чем приблизительно 10,0.
15. Двигатель по п. 1, в котором отношение давлений в вентиляторе составляет меньше, чем приблизительно 1,5.
16. Двигатель по п. 1, в котором вентилятор содержит 26 лопаток или менее.
17. Двигатель по п. 1, в котором указанная первая турбинная секция содержит приблизительно от 3 до 6 ступеней.
18. Двигатель по п. 1, в котором отношение давлений в первой турбинной секции составляет больше, чем приблизительно 5:1.
19. Двигатель по п. 1, в котором удельная мощность больше, чем приблизительно 1,5 фунт-сила/дюйм3 и меньше или равна приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм3.
20. Двигатель по п. 1, в котором вторая турбина содержит по меньшей мере две ступени и способна работать при первом отношении давлений, а турбина привода вентилятора содержит более двух ступеней и способна работать при втором отношение давлений, которое меньше, чем первое отношение давлений.
RU2014134424A 2012-01-31 2013-01-30 Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя RU2630630C2 (ru)

Applications Claiming Priority (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/363,154 US20130192196A1 (en) 2012-01-31 2012-01-31 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US13/363,154 2012-01-31
US201261653814P 2012-05-31 2012-05-31
US61/653,814 2012-05-31
US13/645,807 2012-10-05
US13/645,807 US8887487B2 (en) 2012-01-31 2012-10-05 Geared turbofan gas turbine engine architecture
PCT/US2013/023724 WO2013116259A1 (en) 2012-01-31 2013-01-30 Geared turbofan gas turbine engine architecture

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014134424A true RU2014134424A (ru) 2016-03-27
RU2630630C2 RU2630630C2 (ru) 2017-09-11

Family

ID=48905765

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134424A RU2630630C2 (ru) 2012-01-31 2013-01-30 Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8887487B2 (ru)
EP (2) EP2809932B1 (ru)
BR (1) BR112014016303B1 (ru)
CA (1) CA2857359C (ru)
RU (1) RU2630630C2 (ru)
SG (1) SG11201403012PA (ru)
WO (1) WO2013116259A1 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013130187A1 (en) 2012-02-29 2013-09-06 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with counter-rotating shafts
US10309232B2 (en) * 2012-02-29 2019-06-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine with stage dependent material selection for blades and disk
US10036351B2 (en) * 2012-04-02 2018-07-31 United Technologies Corporation Geared turbofan with three co-rotating turbines
FR3020410B1 (fr) * 2014-04-29 2021-09-17 Snecma Turbomachine d'aeronef a prelevement de puissance mecanique ameliore
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US9878798B2 (en) * 2014-12-31 2018-01-30 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Aircraft with counter-rotating turbofan engines
US11225913B2 (en) 2015-02-19 2022-01-18 Raytheon Technologies Corporation Method of providing turbine engines with different thrust ratings
US20160333786A1 (en) * 2015-05-13 2016-11-17 General Electric Company System for supporting rotor shafts of an indirect drive turbofan engine
US10669946B2 (en) * 2015-06-05 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Geared architecture for a gas turbine engine
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US10590854B2 (en) * 2016-01-26 2020-03-17 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine
US10378770B2 (en) 2017-01-27 2019-08-13 General Electric Company Unitary flow path structure
US10371383B2 (en) 2017-01-27 2019-08-06 General Electric Company Unitary flow path structure
US10393381B2 (en) 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
US11111858B2 (en) 2017-01-27 2021-09-07 General Electric Company Cool core gas turbine engine
US10253643B2 (en) 2017-02-07 2019-04-09 General Electric Company Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10253641B2 (en) 2017-02-23 2019-04-09 General Electric Company Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path
US10385709B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine
US10378373B2 (en) 2017-02-23 2019-08-13 General Electric Company Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
US10247019B2 (en) 2017-02-23 2019-04-02 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly
US10370990B2 (en) 2017-02-23 2019-08-06 General Electric Company Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils
US10385776B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods for assembling a unitary flow path structure
US10385731B2 (en) 2017-06-12 2019-08-20 General Electric Company CTE matching hanger support for CMC structures
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11204037B2 (en) 2018-12-21 2021-12-21 Rolls-Royce Plc Turbine engine
GB201820925D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
GB201820924D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
US11268394B2 (en) 2020-03-13 2022-03-08 General Electric Company Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine
US11242770B2 (en) 2020-04-02 2022-02-08 General Electric Company Turbine center frame and method
US11549373B2 (en) 2020-12-16 2023-01-10 Raytheon Technologies Corporation Reduced deflection turbine rotor
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system

Family Cites Families (72)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3111005A (en) 1963-11-19 Jet propulsion plant
US2608821A (en) 1949-10-08 1952-09-02 Gen Electric Contrarotating turbojet engine having independent bearing supports for each turbocompressor
US2748623A (en) 1952-02-05 1956-06-05 Boeing Co Orbit gear controlled reversible planetary transmissions
US3033002A (en) 1957-11-08 1962-05-08 Fairfield Shipbuilding And Eng Marine propulsion steam turbine installations
GB969579A (en) 1962-11-09 1964-09-09 Rolls Royce Gas turbine engine
GB1135129A (en) 1967-09-15 1968-11-27 Rolls Royce Gas turbine engine
US3527054A (en) 1969-01-23 1970-09-08 Gen Electric Pressurization of lubrication sumps in gas turbine engines
GB1305302A (ru) 1970-04-28 1973-01-31
US3673802A (en) 1970-06-18 1972-07-04 Gen Electric Fan engine with counter rotating geared core booster
GB1309721A (en) * 1971-01-08 1973-03-14 Secr Defence Fan
GB1350431A (en) 1971-01-08 1974-04-18 Secr Defence Gearing
US3747343A (en) 1972-02-10 1973-07-24 United Aircraft Corp Low noise prop-fan
US3861139A (en) * 1973-02-12 1975-01-21 Gen Electric Turbofan engine having counterrotating compressor and turbine elements and unique fan disposition
US4304522A (en) 1980-01-15 1981-12-08 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Turbine bearing support
FR2506840A1 (fr) 1981-05-29 1982-12-03 Onera (Off Nat Aerospatiale) Turboreacteur a roues contra-rotatives
US4660376A (en) 1984-04-27 1987-04-28 General Electric Company Method for operating a fluid injection gas turbine engine
GB8605092D0 (en) * 1986-02-28 1986-04-09 Lucas Ind Plc Brake actuators
GB8630754D0 (en) 1986-12-23 1987-02-04 Rolls Royce Plc Turbofan gas turbine engine
GB2207191B (en) * 1987-07-06 1992-03-04 Gen Electric Gas turbine engine
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
FR2644844B1 (fr) 1989-03-23 1994-05-06 Snecma Suspension du rotor de la turbine basse pression d'une turbomachine a double corps
US5307622A (en) 1993-08-02 1994-05-03 General Electric Company Counterrotating turbine support assembly
US5971706A (en) 1997-12-03 1999-10-26 General Electric Company Inter-rotor bearing assembly
WO1999054607A1 (en) 1998-04-16 1999-10-28 3K-Warner Turbosystems Gmbh Turbocharged internal combustion engine
DE19828562B4 (de) 1998-06-26 2005-09-08 Mtu Aero Engines Gmbh Triebwerk mit gegenläufig drehenden Rotoren
USH2032H1 (en) 1999-10-01 2002-07-02 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Integrated fan-core twin spool counter-rotating turbofan gas turbine engine
EP1780387A3 (en) 2000-09-05 2007-07-18 Sudarshan Paul Dev Nested core gas turbine engine
US6669393B2 (en) 2001-10-10 2003-12-30 General Electric Co. Connector assembly for gas turbine engines
US20030097872A1 (en) 2001-11-29 2003-05-29 Granitz Charles Robert System for reducing oil consumption in gas turbine engines
US6708482B2 (en) * 2001-11-29 2004-03-23 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame
US6732502B2 (en) 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
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
GB0315894D0 (en) 2003-07-08 2003-08-13 Rolls Royce Plc Aircraft engine arrangement
US7137245B2 (en) 2004-06-18 2006-11-21 General Electric Company High area-ratio inter-turbine duct with inlet blowing
DE102004042739A1 (de) 2004-09-03 2006-03-09 Mtu Aero Engines Gmbh Fan für ein Flugtriebwerk sowie Flugtriebwerk
US7409819B2 (en) * 2004-10-29 2008-08-12 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling same
US7309210B2 (en) * 2004-12-17 2007-12-18 United Technologies Corporation Turbine engine rotor stack
US7845902B2 (en) 2005-02-15 2010-12-07 Massachusetts Institute Of Technology Jet engine inlet-fan system and design method
US7374403B2 (en) * 2005-04-07 2008-05-20 General Electric Company Low solidity turbofan
WO2008060257A2 (en) 2005-05-25 2008-05-22 Lau Daniel L Projectile tracking system
US7594388B2 (en) 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
US20070022735A1 (en) 2005-07-29 2007-02-01 General Electric Company Pto assembly for a gas turbine engine
US7513103B2 (en) 2005-10-19 2009-04-07 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
US7600370B2 (en) 2006-05-25 2009-10-13 Siemens Energy, Inc. Fluid flow distributor apparatus for gas turbine engine mid-frame section
US7594404B2 (en) * 2006-07-27 2009-09-29 United Technologies Corporation Embedded mount for mid-turbine frame
US7694505B2 (en) 2006-07-31 2010-04-13 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7832193B2 (en) 2006-10-27 2010-11-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7926259B2 (en) 2006-10-31 2011-04-19 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7966806B2 (en) 2006-10-31 2011-06-28 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7882693B2 (en) 2006-11-29 2011-02-08 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7716914B2 (en) 2006-12-21 2010-05-18 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US20080148881A1 (en) 2006-12-21 2008-06-26 Thomas Ory Moniz Power take-off system and gas turbine engine assembly including same
FR2912181B1 (fr) 2007-02-07 2009-04-24 Snecma Sa Turbine a gaz a turbines hp et bp contra-rotatives
US7721549B2 (en) 2007-02-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system
US8015828B2 (en) 2007-04-03 2011-09-13 General Electric Company Power take-off system and gas turbine engine assembly including same
US8256707B2 (en) 2007-08-01 2012-09-04 United Technologies Corporation Engine mounting configuration for a turbofan gas turbine engine
US9957918B2 (en) 2007-08-28 2018-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine front architecture
US8205432B2 (en) 2007-10-03 2012-06-26 United Technologies Corporation Epicyclic gear train for turbo fan engine
GB0720628D0 (en) 2007-10-20 2007-11-28 Rolls Royce Plc Bearing arrangement
US8590286B2 (en) 2007-12-05 2013-11-26 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving tip fans
RU73697U1 (ru) * 2007-12-24 2008-05-27 Валерий Иванович Сафонов Турбовинтовентиляторный двигатель
RU2371598C2 (ru) * 2008-01-09 2009-10-27 Валерий Иванович Сафонов Турбовинтовентиляторный двигатель
US7762086B2 (en) 2008-03-12 2010-07-27 United Technologies Corporation Nozzle extension assembly for ground and flight testing
DE102008023990A1 (de) * 2008-05-16 2009-11-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Zwei-Wellen-Triebwerk für eine Fluggasturbine
US20100005810A1 (en) 2008-07-11 2010-01-14 Rob Jarrell Power transmission among shafts in a turbine engine
US8166748B2 (en) 2008-11-21 2012-05-01 General Electric Company Gas turbine engine booster having rotatable radially inwardly extending blades and non-rotatable vanes
US8091371B2 (en) * 2008-11-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame for gas turbine engine
US8061969B2 (en) 2008-11-28 2011-11-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system for gas turbine engine
US8191352B2 (en) 2008-12-19 2012-06-05 General Electric Company Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
FR2944558B1 (fr) 2009-04-17 2014-05-02 Snecma Moteur a turbine a gaz double corps pourvu d'un palier de turbine bp supplementaire.
US8375695B2 (en) 2009-06-30 2013-02-19 General Electric Company Aircraft gas turbine engine counter-rotatable generator

Also Published As

Publication number Publication date
US20140196473A1 (en) 2014-07-17
EP2809932A1 (en) 2014-12-10
EP3312080A1 (en) 2018-04-25
SG11201403012PA (en) 2014-10-30
WO2013116259A1 (en) 2013-08-08
US8887487B2 (en) 2014-11-18
RU2630630C2 (ru) 2017-09-11
EP2809932A4 (en) 2015-11-04
BR112014016303A2 (pt) 2017-06-13
CA2857359A1 (en) 2013-08-08
BR112014016303B1 (pt) 2022-01-25
EP2809932B1 (en) 2017-12-20
BR112014016303A8 (pt) 2017-07-04
CA2857359C (en) 2016-06-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014134424A (ru) Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134426A (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134786A (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134425A (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134423A (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
US20210215101A1 (en) Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
RU2676150C1 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
RU2014134792A (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
US10669946B2 (en) Geared architecture for a gas turbine engine
RU2703888C2 (ru) Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения
RU2015106429A (ru) Зубчатый вентилятор, содержащий внутренний компрессор противоположного вращения
US8607576B1 (en) Single turbine driving dual compressors
US8292570B2 (en) Low pressure turbine with counter-rotating drives for single spool
CA2948264A1 (en) Gas turbine engine fan
RU2014134421A (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и характерными особенностями опоры подшипников
RU2016148904A (ru) Газотурбинный двигатель с зубчатой системой
RU2014134785A (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников
EP2820250A2 (en) Gas turbine engine with fan-tied inducer section
JP2013029106A (ja) モータジェネレータ・原動機ギアアッセンブリ
US9850821B2 (en) Gas turbine engine with fan-tied inducer section
US9869248B2 (en) Two spool gas generator to create family of gas turbine engines
CN105443270A (zh) 一种新型航空涡轮风扇发动机
EP4033085A1 (en) Gas turbine engine with fan-tied inducer section
RU26327U1 (ru) Биротативная турбина
RU2012145118A (ru) Модульный осевой нагнетатель с электроприводом