RU2021100037A - Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности - Google Patents
Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности Download PDFInfo
- Publication number
- RU2021100037A RU2021100037A RU2021100037A RU2021100037A RU2021100037A RU 2021100037 A RU2021100037 A RU 2021100037A RU 2021100037 A RU2021100037 A RU 2021100037A RU 2021100037 A RU2021100037 A RU 2021100037A RU 2021100037 A RU2021100037 A RU 2021100037A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- pressure housing
- bevel gear
- power take
- Prior art date
Links
Claims (15)
1. Авиационный газотурбинный двигатель (10), причем этот газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере корпус (12а) низкого давления и корпус (12b) высокого давления, а также средства (54) отбора мощности на по меньшей мере упомянутом корпусе низкого давления, при этом упомянутые средства отбора мощности содержат первый вал (54а) отбора мощности, проходящий по существу радиально относительно продольной оси (А) вращения упомянутых корпусов, при этом первый вал отбора имеет радиально внутренний конец, несущая первую коническую шестерню (54b), зацепляющаяся с первым коническим колесом (54с) угловой передачи, приводимым во вращение упомянутым корпусом низкого давления, при этом газотурбинный двигатель дополнительно содержит первую кольцевую опору (76) подшипника, проходящую вокруг упомянутой оси и жестко соединенную со статором,
отличающийся тем, что упомянутая первая опора подшипника содержит первый по существу цилиндрический участок (76b), который расположен коаксиально с вторым по существу цилиндрическим участком (54са) упомянутого колеса угловой передачи, причем эти первый и второй участки направляются один внутри другого подшипниками (78,80), и упомянутое колесо угловой передачи приводится во вращение упомянутым корпусом низкого давления через кольцевую демпфирующую деталь (86,86’), которая выполнена независимо от упомянутой первой опоры подшипника.
2. Газотурбинный двигатель (10) по п. 1, в котором упомянутые первый и второй участки (76b,54са) направляются двумя смежными и отстоящими друг от друга в осевом направлении подшипниками (78,80), такими как шарикоподшипник и роликоподшипник.
3. Газотурбинный двигатель (10) по п. 1 или 2, в котором упомянутая первая опора (76) подшипника закреплена или соединена с направляющим кожухом (72) упомянутого вала (54а) отбора.
4. Газотурбинный двигатель (10) по одному из пп. 1-3, в котором упомянутая первая опора (76) подшипника имеет в осевом полусечении общую L-образную форму, радиально внутренняя периферия которой содержит упомянутый первый участок (76b) и предназначена для по меньшей мере частичного охвата упомянутым колесом (54с) угловой передачи.
5. Газотурбинный двигатель (10) по одному из пп. 1-3, в котором упомянутое колесо (54с) угловой передачи имеет в осевом полусечении общую L-образную форму, радиально внутренняя периферия которой содержит упомянутый второй участок (54са) и предназначена для по меньшей мере частичного охвата упомянутой опорой (76) подшипника.
6. Газотурбинный двигатель (10) по одному из пп. 1-5, в котором упомянутое колесо (54с) угловой передачи приводится во вращение упомянутым корпусом (12а) низкого давления через кольцевую демпфирующую деталь (86,86’), обладающую способностью упругой деформации кручения вокруг упомянутой оси (А) и/или в радиальном направлении.
7. Газотурбинный двигатель (10) по одному из пп. 1-6, в котором упомянутое колесо (54с) угловой передачи приводится во вращение упомянутым корпусом (12а) низкого давления через кольцевую демпфирующую деталь (86,86’), имеющую кольцевой ряд сквозных отверстий (88) и/или имеющей кольцевой участок (86b’) с С-образным осевым полусечением, раскрыв которого ориентирован в осевом направлении в сторону входа или в сторону выхода.
8. Газотурбинный двигатель (10) по одному из пп. 1-7, в котором упомянутая первая коническая шестерня (54b) и упомянутое первое колесо (54с) угловой передачи расположены в смазочной камере (E) направляющего подшипника (48a) корпуса (12b) высокого давления.
9. Газотурбинный двигатель (10) по п. 8, который содержит также средства (50) отбора мощности на упомянутом корпусе (12b) высокого давления, причем эти средства отбора содержат второй вал отбора (50а) мощности, проходящий по существу радиально относительно упомянутой оси (А) и содержащий радиально внутренний конец, несущий вторую коническую шестерню (50b), зацепляющаяся с вторым коническим колесом (50с) угловой передачи, приводимым во вращение упомянутым корпусом высокого давления, при этом упомянутая вторая шестерня и упомянутое второе колесо угловой передачи расположены в упомянутой смазочной камере (Е).
10. Газотурбинный двигатель (10) по п. 9, который содержит промежуточный картер (40), имеющий кольцевую обечайку (62), вокруг которой расположен кольцевой ряд трубчатых стоек (44), причем эта обечайка отделяет упомянутую смазочную камеру (Е) от кольцевого проточного газового тракта, проходящего вокруг этой камеры, и проходящего в осевом направлении между упомянутой первой опорой (76) подшипника и упомянутым направляющим подшипником (48а) корпуса (12b) высокого давления, при этом упомянутые первый и второй валы (50а,54а) отбора проходят через различные стойки этого промежуточного картера.
11. Способ модульной сборки газотурбинного двигателя (10) по п. 10, содержащий этапы, на которых
(а) устанавливают первый модуль (В) газотурбинного двигателя, причем этот первый модуль содержит по меньшей мере часть корпуса (12b) высокого давления, по меньшей мере часть промежуточного картера (40), часть корпуса (12а) низкого давления, в том числе его главный вал (12аа), а также вторые средства (50) отбора мощности,
(b) устанавливают второй модуль (С) газотурбинного двигателя и соединяют его осевым поступательным движением, начиная от входа, на и вокруг части упомянутого первого модуля (В), причем этот второй модуль содержит упомянутую первую опору (76) подшипника, а также упомянутые первые средства (54) отбора мощности,
(с) устанавливают третий модуль (D) газотурбинного двигателя и соединяют его осевым поступательным движением, начиная от входа, причем этот третий модуль содержит часть корпуса низкого давления, в том числе вторичный вал (104), а также упомянутую демпфирующую деталь (86,86’), причем этот третий модуль содержит часть, заходящую в радиальном направлении между частями упомянутых первого и второго модулей (В, С), причем эта сборка позволяет соединить через шлицы (106), с одной стороны, главный и вторичный валы (12аа,104) корпуса (12а) низкого давления и, с другой стороны, через другие шлицы (90) демпфирующую деталь (86,86’), несомую на упомянутом вторичном валу (104), с упомянутым колесом (54с) угловой передачи или с промежуточной деталью (92), уже соединенной с этим колесом угловой передачи.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1855607 | 2018-06-22 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2021100037A true RU2021100037A (ru) | 2022-07-22 |
| RU2788264C2 RU2788264C2 (ru) | 2023-01-17 |
Family
ID=
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20230366355A1 (en) | Gas turbine engine with front support arrangement | |
| EP2538036B1 (en) | Integral bearing support and centering spring assembly for a gas turbine engine | |
| US10138757B2 (en) | Bearing system for gas turbine engine | |
| US10487747B2 (en) | Modular assembly for a turbine engine | |
| US8042341B2 (en) | Turbojet engine accessory gear box driveshaft; modular additional accessory | |
| JP6069539B2 (ja) | ターボ機械用の改良型中間ケーシングおよび補機ギアボックス駆動アセンブリ | |
| EP2809914B1 (en) | Gas turbine engine shaft bearing configuration | |
| EP2900937B1 (en) | Turbomachine bearing support structure | |
| EP2479406A2 (en) | Bearing System for Gas Turbine Engine | |
| EP3029358A1 (en) | Lightweight and compliant journal pin | |
| RU2643267C2 (ru) | Система передачи мощности, турбомашина и способ передачи мощности | |
| EP3779167A2 (en) | Gas turbine engine architecture with low pressure compressor hub between high and low rotor thrust bearings | |
| US20160025140A1 (en) | Rolling element bearing configured with a channel | |
| US9945259B2 (en) | Integrated flex support and front center body | |
| EP3431714A1 (en) | Air inlet for a gas turbine engine | |
| EP3109411A1 (en) | Gas turbine engine forward bearing compartment architecture | |
| RU2021100037A (ru) | Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности | |
| JP7331023B2 (ja) | 少なくとも２つの本体と、動力引出手段を有する航空機のタービンエンジン | |
| RU2788264C2 (ru) | Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности | |
| CA3119694A1 (en) | Double-flow turbojet engine assembly with epicycloidal or planetary reduction gear | |
| RU2711895C2 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
| RU2020120146A (ru) | Турбомашина с редуктором для летательного аппарата |