RU2295046C2 - Узел авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents

Узел авиационного газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2295046C2
RU2295046C2 RU2002135788/06A RU2002135788A RU2295046C2 RU 2295046 C2 RU2295046 C2 RU 2295046C2 RU 2002135788/06 A RU2002135788/06 A RU 2002135788/06A RU 2002135788 A RU2002135788 A RU 2002135788A RU 2295046 C2 RU2295046 C2 RU 2295046C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
pressure
turbine
low
fan
rotor
Prior art date
Application number
RU2002135788/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2002135788A (ru
Inventor
Джордж Ф. СЕДА (US)
Джордж Ф. СЕДА
Лоренс В. ДАНБАР (US)
Лоренс В. ДАНБАР
Филип Р. ГЛИБЕ (US)
Филип Р. ГЛИБЕ
Петер Н. СУЧ (US)
Петер Н. СУЧ
Джон С. БРАУЭР (US)
Джон С. БРАУЭР
Джеймс Е. ДЖОНСОН (US)
Джеймс Е. ДЖОНСОН
Томас МОНИЦ (US)
Томас МОНИЦ
Грегори Т. ШТАЙНМЕТЦ (US)
Грегори Т. ШТАЙНМЕТЦ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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
Application filed by Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2002135788A publication Critical patent/RU2002135788A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2295046C2 publication Critical patent/RU2295046C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
    • 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
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/56—Brush seals
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Узел предназначен для авиационного газотурбинного двигателя и включает в себя межтурбинную раму, расположенную вдоль оси между турбинами высокого и низкого давления. Турбина низкого давления имеет встречно вращающиеся внутренний и внешний роторы низкого давления с внутренним и внешним валами низкого давления, которые, по меньшей мере, частично, расположены с возможностью вращения соосно с ротором высокого давления и внутри него. Межтурбинная рама включает в себя отстоящие друг от друга в радиальном направлении первое и второе конструктивные кольца, расположенные в осевом направлении соосно вокруг центральной линии и соединенные посредством множества разнесенных в окружном направлении стоек. Элементы переднего и заднего отстойников, имеющие передний и задний центральные каналы, неподвижно соединены с отстоящими друг от друга в осевом направлении передней и задней частями межтурбинной рамы. Роторы низкого давления опираются с возможностью вращения на второй подшипник турбинной рамы, установленный в заднем центральном канале элемента заднего отстойника. На первом конструктивном кольце находится установочная опора для соединения двигателя с воздушным судном. Такое выполнение узла двигателя позволит уменьшить его длину, вес и стоимость, а также обеспечить малые потери зазора на законцовках лопаток. 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Изобретение, описываемое в этой заявке, было сделано при выполнении работы по контракту НАСА и подпадает под действие статьи 305 Национального закона об аэронавтике и исследовании космического пространства от 1958 г., Публичного закона 85-568 (72 Stat. 435; 42 USC 2457).
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям со встречно вращающимися роторами турбины низкого давления, а в частности, предназначено для таких двигателей, имеющих межтурбинные рамы, которые служат опорами установленным в подшипниках встречно вращающимся роторам турбины низкого давления и используются для установки двигателей на воздушные суда.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа в общем случае включает в себя передний вентилятор и вспомогательный компрессор, средний двигатель внутреннего контура и заднюю силовую турбину низкого давления. Двигатель внутреннего контура включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, соединенные последовательно в направлении потока. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления двигателя внутреннего контура взаимосвязаны посредством вала высокого давления. Компрессор, турбина и вал высокого давления, по существу, образуют ротор высокого давления. Компрессор высокого давления приводится во вращение для сжатия воздуха, поступающего в двигатель среднего контура, до достижения относительно высокого давления. Воздух, находящийся под высоким давлением, затем смешивается с топливом в камере сгорания и сжигается, образуя высокоэнергетический поток газа. Этот поток газа протекает в направлении, противоположном направлению полета, и проходит через турбину высокого давления, приводя во вращение ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, приводит во вращение компрессор.
Поток газа, выходящий из турбины высокого давления, распространяется через вторую турбину, называемую турбиной низкого давления. Эта турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и вспомогательный компрессор через посредство вала низкого давления, причем все эти конструктивные элементы образуют ротор низкого давления. Вал низкого давления проходит сквозь ротор высокого давления. Разработано несколько турбин низкого давления с турбинами со встречным вращением, которые запитывают вентиляторы и вспомогательные компрессоры со встречным вращением, называемые также компрессорами низкого давления. В патентах США №4860537, 5307622 и 4790133 описаны турбины со встречным вращением валов, которые запитывают вентиляторы и вспомогательные компрессоры со встречным вращением валов, называемые также компрессорами низкого давления. Наибольшая доля вырабатываемой тяги создается вентилятором. Рамы двигателей, включающие в себя рамы вентиляторов и турбин, используются для поддержки и опоры подшипников, которые, в свою очередь, служат опорой роторам. Несущие рамы с подшипниками являются тяжелыми и увеличивают вес, длину и стоимость двигателя.
Крупные турбовентиляторные двигатели, выпускаемые современной промышленностью, обладают более высокими эксплуатационными кпд, имея при этом конфигурации с более высокими степенями двухконтурности и увеличенные переходные контуры между турбинами высокого и низкого давления. Рамы, особенно те, которые находятся в "горячем сечении" двигателя, являются сложными и дорогими. В других, имеющих средние размеры турбовентиляторных двигателях одна рама исключена за счет опирания ротора высокого давления (ВД-ротора) с помощью конструкции дифференциального подшипника, при этом ротор высокого давления движется поверх ротора низкого давления, а между ними находится межвальный или дифференциальный подшипник. Новые конструкции двигателей, выпускаемых промышленностью, включают в себя встречно вращающиеся роторы для достижения повышенного кпд турбины. Встречно вращающиеся роторы могут оказывать вредное влияние на зазоры между конструктивными элементами с высокой степенью сжатия, особенно - в "горячем сечении" двигателя, где необходимо жесткое регулирование зазора с целью обеспечения преимуществ топливной экономичности двигателя. Поэтому существует потребность в двигателе и подшипниковой опоре, которые уменьшат длину, вес и стоимость двигателя, а также обеспечат малые потери зазора на законцовках лопаток.
КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Узел авиационного газотурбинного двигателя включает в себя ротор высокого давления, включающий в себя турбину высокого давления, турбину низкого давления, имеющую встречно вращающиеся внутренний и внешний роторы низкого давления, расположенные сзади, если смотреть в направлении от носа к хвосту, ротора высокого давления, и межтурбинную раму, расположенную вдоль оси между турбинами высокого и низкого давления. Внутренний и внешний роторы низкого давления включают в себя внутренний и внешний валы низкого давления, которые, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения соосно с ротором высокого давления и радиально внутри него. Межтурбинная рама имеет первое конструктивное кольцо, второе конструктивное кольцо, расположенное соосно с первым структурным кольцом и радиально внутри него вокруг центральной линии, и множество разнесенных в окружном направлении стоек, проходящих в радиальном направлении между первым и вторым конструктивными кольцами. Элементы переднего и заднего отстойников, имеющие передний и задний центральные каналы, соответственно соединены с отстоящими друг от друга передней и задней частями межтурбинной рамы посредством передней и задней подшипниковых несущих конструкций соответственно. Внутренний и внешний роторы низкого давления опираются с возможностью вращения посредством крайнего сзади несущего подшипника ротора низкого давления, установленного в заднем центральном канале элемента заднего отстойника. Ротор высокого давления сзади опирается в радиальном направлении с возможностью вращения на пятый подшипник, установленный в передней подшипниковой несущей конструкции. На первом конструктивном кольце расположено соединительное средство рамы для соединения двигателя с воздушным судном. В возможном конкретном варианте осуществления изобретения соединительное средство включает в себя, по меньшей мере, одну U-образную серьгу.
Выходной направляющий аппарат служит опорой венцу лопаток выходного направляющего аппарата, которые проходят в радиальном направлении между кожухом турбины низкого давления, конструктивно соединенным с межтурбинной рамой, и кольцевой коробчатой конструкцией. К кольцевой коробчатой конструкции прикручена болтами накладка. Вращающийся кольцевой внешний ротор барабанного типа соединен с возможностью вращения с лопаточным венцом первого вентилятора и первым вспомогательным компрессорным средством с помощью внутреннего вала низкого давления. Вращающийся кольцевой внутренний ротор барабанного типа соединен с возможностью вращения с лопаточным венцом второго вентилятора и вторым вспомогательным компрессорным средством с помощью внешнего вала низкого давления, причем первое и второе вспомогательные компрессорные средства расположены в осевом направлении между лопаточными венцами первого и второго вентиляторов.
Внешний контур, ограниченный в радиальном направлении кожухом вентилятора и кольцевой радиально внутренней стенкой внешнего контура, окружает первое и второе вспомогательные компрессорные средства, а радиально внешняя часть лопаточного венца второго вентилятора радиально расположена внутри внешнего контура. Узел двигателя имеет отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора в диапазоне между 0,20 и 0,35 и степень двухконтурности в диапазоне 5-15, рабочую степень сжатия в вентиляторах в диапазоне 1,4-2,5 и сумму рабочих скоростей законцовок лопастей вентилятора для лопаточных венцов первого и второго вентиляторов в диапазоне 1000-2500 футов в секунду. Компрессор высокого давления рассчитан на достижение и эксплуатируется с достижением степени сжатия непосредственно в компрессоре в диапазоне примерно 15-30 и общей степени сжатия в диапазоне примерно 40-65.
Дополнительные конкретные варианты осуществления изобретения включают в себя второе уплотнение, расположенное с обеспечением уплотнения между передними концами кожуха турбины низкого давления и внешнего ротора барабанного типа, третье уплотнение, расположенное с обеспечением уплотнения между кожухом турбины низкого давления и последней ступенью лопаточных венцов турбины низкого давления, прикрученной болтами к заднему концу внешнего ротора барабанного типа, и первое уплотнение, расположенное с обеспечением уплотнения между вторым вентилятором и рамой вентиляторов. Эти уплотнения являются скользящими контактными уплотнениями, но в других конкретных вариантах осуществления уплотнения могут быть бесконтактными уплотнениями или представлять собой совокупность скользящих контактных уплотнений и бесконтактных уплотнений. Бесконтактные уплотнения могут быть аспирационными уплотнениями (aspiration seals) или торцевыми уплотнениями.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Вышеуказанные аспекты и другие признаки изобретения поясняются в нижеследующем описании, приводимом в связи с прилагаемыми чертежами, где
на фиг.1 представлено изображение продольного разреза возможного конкретного варианта осуществления авиационного турбовентиляторного газотурбинного двигателя с турбиной низкого давления со встречным вращением, опирающейся на межтурбинную раму, расположенную в осевом направлении между турбиной низкого давления и турбиной высокого давления,
на фиг.2 представлено изображение продольного разреза альтернативного возможного конкретного варианта осуществления авиационного турбовентиляторного газотурбинного двигателя с двухступенчатой турбиной высокого давления и турбиной низкого давления со встречным вращением, опирающейся на межтурбинную раму, расположенную в осевом направлении между турбиной низкого давления и турбиной высокого давления,
на фиг.3 представлено изображение в увеличенном масштабе межтурбинной рамы и встречно вращающихся роторов турбины низкого давления двигателя, показанного на фиг.1,
на фиг.4 представлено изображение в увеличенном масштабе рамы вентилятора, носовых подшипников и отстойника двигателя, показанного на фиг.1,
на фиг.5 представлено изображение в увеличенном масштабе радиально внутреннего переднего скользящего контактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,
на фиг.6 представлено изображение в увеличенном масштабе радиально внешнего переднего скользящего контактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,
на фиг.7 представлено изображение в увеличенном масштабе заднего скользящего контактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,
на фиг.8 представлено изображение в увеличенном масштабе радиально внутреннего переднего бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,
на фиг.9 представлено изображение в увеличенном масштабе радиально внешнего переднего бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1,
на фиг.10 представлено изображение в увеличенном масштабе заднего бесконтактного уплотнения в турбине низкого давления со встречным вращением, показанной на фиг.1.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
На фиг.1 условно изображен первый возможный турбовентиляторный газотурбинный двигатель 10, расположенный вокруг центральной линии 8 двигателя и имеющий секцию 12 вентиляторов, которая принимает входной поток воздуха из окружающего воздуха 14. Секция 12 вентиляторов имеет встречно вращающиеся первый и второй вентиляторы 4 и 6, включающие в себя лопаточные венцы 13 и 15 первого и второго вентиляторов, и встречно вращающиеся вспомогательные компрессорные средства 16 и 17 соответственно. Встречно вращающиеся вспомогательные компрессорные средства 16 и 17 расположены вдоль оси между встречно вращающимися лопаточными венцами 13 и 15 первого и второго вентиляторов, образуя конструкцию, которая обеспечивает сниженное выделение шумов из секции 12 вентиляторов. За секцией 12 вентиляторов следует компрессор 18 высокого давления (КВД), камера 20 сгорания, в которой происходит смешение топлива с воздухом 14, сжимаемым КВД 18, для образования горючих газов, которые текут вниз по течению через турбину 24 высокого давления (ТВД), и турбину 26 низкого давления (ТНД) со встречным вращением, выходя из которой горючие газы выбрасываются из двигателя 10. Двигатель 10 сконструирован таким образом, что последняя ступень второго вспомогательного компрессорного средства 17 и, в возможном конкретном варианте осуществления, лопаточный венец 15 второго вентилятора вращаются встречно относительно компрессора 18 высокого давления. Это уменьшает чувствительность двигателя 10 к искажению потока воздуха на входе секции 12 вентиляторов. Это также уменьшает взаимную чувствительность к возникающим при вращении застойным зонам в других роторах.
Вал 27 высокого давления соединяет ТВД 24 с КВД 18, по существу, образуя первый ротор, называемый ротором 33 высокого давления. Совокупность компрессора 18 высокого давления, камеры 20 сгорания и турбины 24 высокого давления называется двигателем 25 внутреннего контура, который - в целях, предусматриваемых в этом патенте, - включает в себя вал 27 высокого давления. Двигатель 25 внутреннего контура является модульным, так что его можно независимо заменять как одиночную сборочную единицу отдельно от других частей газовой турбины.
Внешний контур 21, ограниченный в радиальном направлении кожухом 11 вентилятора и вращающейся кольцевой радиально внутренней стенкой 9 внешнего контура, окружает встречно вращающиеся первое и второе вспомогательные компрессорные средства 16 и 17 и входной контур 19 в компрессор 18 высокого давления двигателя 25 внутреннего контура. Внешний контур 21 ограничен в радиальном направлении кожухом 11 вентилятора и вращающейся кольцевой радиально внутренней стенкой 9 внешнего контура. Радиально внутренняя стенка 9 внешнего контура включает в себя секцию 22 вращающейся стенки, неподвижно прикрепленную к лопаточному венцу 15 второго вентилятора, от которого радиально внутрь отходит второе вспомогательное компрессорное средство 17. Радиально внешняя часть 23 лопаточного венца 15 второго вентилятора расположена радиально внутри внешнего контура 21.
Обращаясь теперь к фиг.1-3, отмечаем, что турбина 26 низкого давления со встречным вращением включает в себя кольцевой радиально внешний ротор 136 барабанного типа, установленный с возможностью вращения на внутренний вал 130 низкого давления с помощью заднего конического продолжения 132 внутреннего вала низкого давления. Внешний ротор 136 барабанного типа включает в себя множество лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, проходящих радиально внутрь и отстоящих в осевом направлении друг от друга. Ротор 136 барабанного типа выступает консолью из последней ступени 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, прикрученной болтами к заднему коническому продолжению 132 внутреннего вала низкого давления. Турбина 26 низкого давления со встречным вращением также включает в себя кольцевой внутренний ротор 146 барабанного типа низкого давления, установленный с возможностью вращения на внешний вал 140 низкого давления с помощью заднего конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления. Внутренний ротор 146 барабанного типа включает в себя множество вторых лопаточных венцов 148 турбины низкого давления, проходящих в радиальном направлении наружу от него и отстоящих в осевом направлении друг от друга. Первые лопаточные венцы 138 турбины низкого давления чередуются со вторыми лопаточными венцами 148 турбины низкого давления, образуя встречно-штыревую структуру.
Внешний вал 140 низкого давления соединяет с возможностью привода внутренний ротор 146 барабанного типа с лопаточным венцом 15 второго вентилятора и вторым вспомогательным компрессорным средством 17. Лопаточный венец 15 второго вентилятора соединен с внешним валом 140 низкого давления с помощью переднего конического продолжения 143 внешнего вала низкого давления. Внешний вал 140 низкого давления, внутренний ротор 146 барабанного типа, лопаточный венец 15 второго вентилятора и второе вспомогательное компрессорное средство 17 являются основными составными частями внешнего ротора 202 низкого давления. Внутренний вал 130 низкого давления соединяет с возможностью привода внешний ротор 136 барабанного типа с лопаточным венцом 13 первого вентилятора и первым вспомогательным компрессорным средством 16. Лопаточный венец 13 первого вентилятора соединен с внутренним валом 130 низкого давления с помощью переднего конического продолжения 133 внутреннего вала. Внутренний вал 130 низкого давления, внешний ротор 136 барабанного типа, лопаточный венец 13 первого вентилятора и первое вспомогательное компрессорное средство 16 являются основными составными частями внутреннего ротора 200 низкого давления.
Первое вспомогательное компрессорное средство 16 включает в себя кольцевую секцию 166 ротора первого вспомогательного компрессорного средства, включающую в себя секцию 22 вращающейся стенки, из которой выступают радиально внутрь лопаточные венцы 168 первого вспомогательного компрессорного средства, отстоящие друг от друга в осевом направлении. Кольцевая секция 166 ротора первого вспомогательного компрессорного средства показана как выполненная монолитной и с лопатками, т.е. аналогично монолитному диску ротора ТРД с лопатками, который обычно называют сокращенно - "блиск" - или монолитным ротором с лопатками, который использовался в обычных роторах, потому что они легковесны и не допускают утечку в креплении лопаток. Низкие рабочие скорости вспомогательных компрессорных средств и легковесная конструкция монолитных дисков с лопатками, присущая секции 166 ротора первого вспомогательного компрессорного средства, способствуют минимизации механических напряжений и отклонений секции 166 ротора первого вспомогательного компрессорного средства.
Второе вспомогательное компрессорное средство 17 включает в себя кольцевую секцию 170 ротора второго вспомогательного компрессорного средства, из которой выступают радиально наружу лопаточные венцы 172 второго вспомогательного компрессорного средства, отстоящие друг от друга в осевом направлении. Радиально внутренняя часть 28 лопаточного венца 15 второго вентилятора расположена радиально внутри входного контура 19 и вращается вместе со вторым вспомогательным компрессорным средством 17, вследствие чего рассматривается как часть второго вспомогательного компрессорного средства 17 и лопаточного венца 172 второго вспомогательного компрессорного средства. Лопаточные венцы 168 и 172 первого и второго вспомогательных средств чередуются, образуя встречно-штыревую структуру, и вращаются встречно. Лопаточные венцы 13 и 15 первого и второго вентиляторов неподвижно прикреплены к секциям 166 и 170 роторов первого и второго вспомогательных компрессорных средств. Внутренний и внешний валы (130 и 140 соответственно) низкого давления, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения соосно с упомянутым ротором (33) высокого давления и радиально внутри него.
Двигатель 10 имеет рамную конструкцию 32, включающую в себя переднюю раму 34, называемую рамой вентиляторов и соединенную посредством кожуха 45 двигателя со средней рамой 60 двигателя, которую называют межтурбинной рамой. Лопаточный венец второго вентилятора проходит в осевом направлении близко к стойкам 35 рамы 34 вентиляторов, и поэтому передние кромки стоек 35 отведены или наклонены в осевом направлении назад для уменьшения шума. Двигатель 10 установлен внутри воздушного судна или на нем, например, с помощью пилона (не показан), который проходит вниз от крыла воздушного судна. Межтурбинная рама 60 включает в себя первое конструктивное кольцо 86, которое может быть кожухом, расположенное вокруг центральной линии 8 соосно с ней. Межтурбинная рама 60 также включает в себя второе конструктивное кольцо 88, расположенное соосно с первым конструктивным кольцом 86 вокруг центральной линии 8 и радиально внутри первого структурного кольца. Второе конструктивное кольцо 88 также можно назвать ступицей. Между первым и вторым кольцами 86 и 88 расположено множество проходящих радиально, неподвижно соединенных с ними и отстоящих друг от друга в окружном направлении стоек 90. В изображенном конкретном варианте осуществления эти стойки являются полыми, но в других конкретных вариантах осуществления стойки могут и не быть полыми. Поскольку межтурбинная рама 60 расположена в осевом направлении между ТВД 24 и ТНД 26 ротора 33 высокого давления и внутренним и внешним роторами 200 и 202 низкого давления, то эту межтурбинную раму иногда называют также средней рамой двигателя. Через межтурбинную раму 60 проходит межтурбинный переходный контур 114 между ТВД 24 и ТНД 26.
Двигатель установлен на воздушное судно в передней установочной опоре 118, расположенной спереди рамы вентиляторов, на раме 34 вентиляторов и в задней установочной опоре 120, расположенной сзади турбинной рамы, на межтурбинной раме 60. Двигатель 10 может быть установлен под крылом воздушного судна с помощью пилона в передней установочной опоре 118 и задней установочной опоре 120, отстоящей в осевом направлении по течению воздушного потока от передней установочной опоры 118. Задняя установочная опора 120 используется для неподвижного соединения межтурбинной рамы 60 с платформой, которая неподвижно соединена с пилоном. В рассматриваемом возможном конкретном варианте осуществления задняя установочная опора 120 включает в себя U-образную серьгу 122. В обычных установочных опорах часто используется комплект отстоящих друг от друга в окружном направлении U-образных серег 122 (в разрезах, приведенных на чертежах, показана только одна серьга) на межтурбинной раме 60. U-образные серьги 122 предназначены для подсоединения посредством пальцев к комплекту звеньев. Эти звенья соединены с платформой внизу пилона. U-образные серьги 122 представляют собой один тип соединительных средств рамы для соединения двигателя с воздушным судном. Помимо серег, в авиационной промышленности известны другие типы установочных средств, которые могут быть использованы для установки рамы согласно настоящему изобретению и двигателя на воздушное судно.
Переходя к более конкретному рассмотрению фиг.4, отмечаем, что внешний ротор 202 низкого давления посредством переднего конического продолжения 143 внешнего вала опирается в осевом направлении с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении от рамы 34 вентиляторов с помощью заднего упорного подшипника 43, установленного в первой подшипниковой несущей конструкции 44, и второго подшипника 36, который является роликовым подшипником, установленным во второй подшипниковой несущей конструкции 47. Внутренний ротор 200 низкого давления посредством переднего конического продолжения 133 внутреннего вала опирается в осевом направлении с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении от рамы 34 вентиляторов с помощью переднего дифференциального упорного подшипника 55, который установлен между проходящим вперед продолжением 56 переднего конического продолжения 143 внешнего вала и передним коническим продолжением 133 внутреннего вала. Внутренний ротор 200 низкого давления также опирается с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении от рамы 34 вентиляторов с помощью переднего дифференциального подшипника 208, который является роликовым подшипником, установленным между внутренним валом 130 низкого давления и внешним валом 140 низкого давления. Первая и вторая подшипниковые несущие конструкции 44 и 47 неподвижно прикреплены к раме 34 вентиляторов.
Переходя к более конкретному рассмотрению фиг.3, отмечаем, что внешний ротор 202 низкого давления посредством конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления, соединенного с внешним валом 140 низкого давления, опирается с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении с помощью третьего подшипника 76 внутри межтурбинной рамы 60. Третий подшипник 76 расположен между задней подшипниковой несущей конструкцией 97, прикрепленной к задней части 110 межтурбинной рамы 60, и передним внутренним продолжением 190 конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления. Внешний ротор 202 низкого давления в своей крайней задней части опирается с возможностью вращения с помощью третьего подшипника 76, который поэтому называют крайним сзади несущим подшипником ротора низкого давления. Межтурбинная рама 60 согласно настоящему изобретению расположена в осевом направлении между ТВД 24 и ТНД 26, следовательно, она, по существу, служит опорой всей турбине 26 низкого давления.
Внутренний ротор 200 низкого давления посредством заднего конического продолжения 132 внутреннего вала низкого давления, соединенного с внутренним валом 130 низкого давления, опирается с возможностью вращения и проходит в радиальном направлении с помощью заднего конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления внешнего ротора 202 низкого давления. Дифференциальный упорный подшипник 144 (также называемый межвальным подшипником) расположен между задним внутренним продолжением 192 заднего конического продолжения 142 внешнего вала низкого давления и внешним продолжением 194 заднего конического продолжения 132 внутреннего вала низкого давления. Это обеспечивает встречное вращение внутреннего и внешнего роторов 200 и 202 низкого давления.
Обращаясь к фиг.1, отмечаем, что передний конец 70 высокого давления компрессора 18 высокого давления ротора 33 высокого давления опирается в радиальном направлении с возможностью вращения с помощью подшипникового узла 80, установленного в несущей конструкции 82 подшипникового узла, прикрепленной к раме 34 вентиляторов. Возвращаясь к более подробному рассмотрению фиг.3, отмечаем, что задний конец 92 ротора 33 высокого давления сзади опирается в радиальном направлении с возможностью вращения с помощью пятого подшипника 94, установленного на передней подшипниковой несущей конструкции 96, прикрепленной к передней части 108 межтурбинной рамы 60. Передняя и задняя подшипниковые несущие конструкции 96 и 97, которые неподвижно соединены с или прикреплены к передней и задней частями 108 и 110 соответственно, межтурбинной рамы 60, вследствие этого оказываются отстоящими друг от друга в осевом направлении. Передняя и задняя части 108 и 110 соответственно межтурбинной рамы 60 разделены вторым конструктивным кольцом 88.
Элементы 104 и 106 переднего и заднего отстойников соединены с межтурбинной рамой 60 и находятся на передней и задней подшипниковых несущих конструкциях 96 и 97. Элементы 104 и 106 переднего и заднего отстойников служат опорой пятому подшипнику 94 и третьему подшипнику 76 в переднем и заднем цилиндрических центральных каналах 84 и 85 соответственно элементов отстойников. Пятый подшипник 94 и третий подшипник 76 имеют передние и задние неподвижные внешние обоймы 176 и 178, которые неподвижно соединены с передней и задней подшипниковыми несущими конструкциями 96 и 97 соответственно.
Сзади ТНД 26 находится выходной направляющий аппарат 150, который служит опорой неподвижному венцу лопаток 152 выходного направляющего аппарата, которые проходят в радиальном направлении внутрь между кожухом 54 турбины низкого давления и кольцевой коробчатой конструкцией 154. Выходной направляющий аппарат 150 устраняет завихрение потока газа, выходящего из ТНД 26. Посредством прикручивания болтами кожух 54 турбины низкого давления соединен с кожухом 45 двигателя в конце межтурбинного переходного контура 114 между ТВД 24 и ТНД 26. К кольцевой коробчатой конструкции 154 прикручена болтами куполообразная накладка 156. Выходной направляющий аппарат 150 не входит в раму и не выполняет ее функции, потому что он не служит опорой вращения ни одного из роторов двигателя.
Элемент 106 заднего отстойника имеет первый радиус R1 от центральной линии 8 двигателя, который значительно больше, чем второй радиус R2 элементов 104 передних отстойников. Первый радиус R1 может превышать второй радиус R2 на 150-250 процентов. Элемент 106 заднего отстойника проходит в радиальном направлении от центральной линии 8 двигателя на расстояние, которое значительно больше, чем соответствующее расстояние в известных двигателях аналогичного типоразмера. Это способствует увеличению жесткости третьего подшипника 76 в заднем центральном канале 85, что позволяет поддерживать переднюю и заднюю подшипниковые несущие конструкции 96 и 97 на некотором друг от друга в осевом направлении, неподвижно прикрепленными к передней и задней частям 108 и 110 межтурбинной рамы 60 соответственно, а также разделенными вторым конструктивным кольцом 88. Эти конструктивные признаки увеличивают возможности изменения зазоров за счет увеличения жесткости опоры третьего подшипника 76 и дифференциального подшипника 144, которые служат опорами вращения внутреннему ротору 146 барабанного типа и кольцевому внешнему ротору 136 барабанного типа, соответственно, ТНД 26.
На фиг.2 условно изображена альтернативная конфигурация турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, имеющая двухступенчатую турбину 324 высокого давления, имеющую две ступени лопаток 326 турбины высокого давления и венец лопаток 328 турбины высокого давления, в отличие от турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, изображенного на фиг.1 и 3, где ТВД 24 является одноступенчатой турбиной высокого давления с единственной ступенью лопаток 326 ТВД. Это показывает, как можно достичь значительного прироста тяги турбины без изменения диаметра D вентилятора. Прироста тяги можно достичь путем увеличения степени сжатия в вентиляторах, достигаемой в ступени лопаточных венцов 15 второго вентилятора, при том же самом диаметре D кожуха вентилятора или самого вентилятора, что и в одноступенчатой турбине высокого давления. Это позволяет конструировать семейство двигателей, по существу, на основе одной и той же архитектуры двигателя и одинаковых основных компонентов. Диаметр D вентилятора всех двигателей 10 в этом семействе был бы, по существу, одним и тем же. По меньшей мере, две разных модели двигателя в этом семействе имели бы либо одноступенчатую турбину 24 высокого давления, либо двухступенчатую турбину 324 высокого давления двигателя 25 внутреннего контура.
Компрессор 18 высокого давления турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10 согласно настоящему изобретению эксплуатируется и предназначен для эксплуатации с относительно низкой степенью сжатия непосредственно в компрессоре высокого давления в диапазоне 15-30 и общей степенью сжатия в диапазоне 40-65. Степень сжатия непосредственно в компрессоре является мерой роста давления именно в компрессоре 18 высокого давления. Общая степень сжатия является мерой роста давления на всем пути через компрессор 18 высокого давления, т.е. это отношение давления на выходе из компрессора высокого давления к давлению окружающего воздуха 14, поступающего в секцию 12 вентиляторов. Компрессор 18 высокого давления изображен имеющим шесть ступеней 48 высокого давления и три регулируемых ступени 50 лопаток для первых четырех ступеней 48 высокого давления. Может использовать меньше четырех регулируемых ступеней 50 лопаток. Компрессор 18 высокого давления имеет относительное малое количество ступеней 48 высокого давления, а изобретение предусматривает использование 6-8 ступеней высокого давления и примерно четырех регулируемых ступеней 50 лопаток или менее. Это дает возможность получить короткий двигатель, сохраняя при этом высокую общую степень сжатия в диапазоне 40-65.
Двигатель имеет расчетную степень двухконтурности в диапазоне 5-15 и расчетную степень сжатия в вентиляторах в диапазоне 1,4-2,5. Встречно вращающиеся лопаточные венцы 13 и 15 первого и второго вентиляторов предназначены для работы с присущими обоим лопаточным венцам скоростями на законцовках, сумма которых находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду, что допускает использование лопаток вентиляторов из легких композиционных материалов. В турбине 26 низкого давления со встречным вращением можно использовать аэродинамические профили из легких, неохлаждаемых, выдерживающих высокую температуру и встречное вращение керамических матричных композиционных материалов (КМКМ). Таким образом, двигатель 10 и секцию 12 вентилятором можно сконструировать имеющими сумму рабочих скоростей на законцовках лопаток вентиляторов, характерных для лопаточных венцов 13 и 15 первого и второго вентиляторов, в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.
На фиг.1 изображен радиус RT законцовки, измеряемый от центральной линии 8 двигателя до законцовки 230 лопатки вентилятора, имеющейся в лопаточном венце 13 первого вентилятора, и радиус RH ступицы, измеряемый от центральной линии 8 двигателя до ступицы 234 ротора, имеющейся во внутреннем роторе 200 низкого давления, на входе 235 во входной контур 19 для компрессора 18 высокого давления двигателя 25 внутреннего контура. Двигатель 10 согласно настоящему изобретению может быть выполнен с малым отношением радиуса ступицы к радиусу законцовки (RH/RT) на входе вентилятора, находящимся в диапазоне между 0,20 и 0,35. При заданном наборе кольцевых зон заборника вентилятора и входного контура малое отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора обеспечивает меньший диаметр вентилятора по сравнению со случаем большего отношения. Вместе с тем, уровни отношения радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора ограничены возможностями конструирования диска для опирания вращающихся лопаток вентилятора. В изображенном возможном конкретном варианте осуществления лопатки вентилятора изготовлены из легких композиционных материалов или алюминия, вследствие чего расчетные скорости законцовок вращающихся вентиляторов могут быть такими, что диск 240 вентилятора может быть рассчитан на малое отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора, которое будет составлять 0,20. Малое отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки на входе вентилятора обеспечивает малые наклоны и малые длины переходного контура 242 двигателя внутреннего контура между секцией 12 вентиляторов и компрессором 18 высокого давления, а также межтурбинного переходного контура 114 между ТВД 24 и ТНД 26.
Смазка маслом и удаление масла для дифференциального подшипника 144 осуществляется путем направления масла через отверстие 220 для подачи и отверстие 222 для возврата соответственно, находящиеся в месте концентрации малых механических напряжений на заднем коническом продолжении 142 внешнего вала низкого давления, как показано на фиг.1, 3 и 4. Эта конструктивная особенность способствует упрочнению роторов и обеспечивает использование всего двух несущих рам с подшипниками - рамы вентиляторов и межтурбинной рамы - для трехкаскадной конструкции с турбинами низкого давления со встречным вращением, а также со встречно вращающимися роторами низкого давления.
Уплотнение на стыках встречно вращающихся роторов низкого давления с кожухами вспомогательного компрессорного средства и ТНД улучшают путем использования скользящих контактных уплотнений или других высокоэффективных уплотнений. На фиг.5 показано первое скользящее контактное уплотнение 223, расположенное с обеспечением уплотнения между вторым вентилятором 6 и рамой 34 вентиляторов. На фиг.6 изображено второе скользящее контактное уплотнение 224, расположенное с обеспечением уплотнения между передними концами 226 кожуха 54 турбины низкого давления и внешним ротором 136 барабанного типа. На фиг.7 изображено третье скользящее контактное уплотнение 225, расположенное с обеспечением уплотнения между задним концом 228 кожуха 54 турбины низкого давления и последней ступенью 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, которая прикручена болтами к внешнему ротору 136 барабанного типа. Альтернативой скользящим контактным уплотнениям являются бесконтактные уплотнения, например, аспирационные уплотнения или торцевые уплотнения, располагаемые в некоторых или во всех вышеупомянутых местах. На фиг.8 изображено первое бесконтактное уплотнение 244, расположенное с обеспечением уплотнения между вторым вентилятором 6 и рамой 34 вентиляторов. На фиг.9 изображено второе бесконтактное уплотнение 246, расположенное с обеспечением уплотнения между передними концами 226 кожуха 54 турбины низкого давления и внешним ротором 136 барабанного типа. На фиг.10 изображено третье бесконтактное уплотнение 248, расположенное с обеспечением уплотнения между задним концом 228 кожуха 54 турбины низкого давления и последней ступенью 139 лопаточных венцов 138 турбины низкого давления, которая прикручена болтами к внешнему ротору 136 барабанного типа. В других конкретных вариантах осуществления уплотнения могут представлять собой совокупность скользящих контактных уплотнений и бесконтактных уплотнений.
Настоящее изобретение описано с помощью иллюстраций. Очевидно, что употреблявшаяся терминология предназначена для описательных целей и не носит ограничительный характер. Хотя выше описаны конкретные варианты осуществления настоящего изобретения, счищающиеся предпочтительными и возможными, на их основании специалисты в данной области техники смогут создать другие очевидные модификации изобретения, отличающиеся от вышеупомянутых, поэтому следует учесть, что все такие модификации находятся в рамках объема притязаний изобретения.
Соответственно, для защиты патентом предлагается изобретение, охарактеризованное и отличающееся признаками, изложенными в нижеследующей формуле изобретения.

Claims (14)

1. Узел авиационного газотурбинного двигателя, содержащий
ротор (33) высокого давления, включающий в себя турбину (24) высокого давления,
турбину (26) низкого давления, имеющую встречно вращающиеся внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления, расположенные сзади упомянутого ротора (33) высокого давления,
межтурбинную раму (60), расположенную вдоль оси между турбинами (24, 26) высокого и низкого давления,
причем упомянутые внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления включают в себя внутренний и внешний валы (130, 140) низкого давления, которые, по меньшей мере, частично расположены с возможностью вращения соосно с упомянутым ротором (33) высокого давления и радиально внутри него, при этом
упомянутая межтурбинная рама (60) содержит
первое конструктивное кольцо (86),
второе конструктивное кольцо (88), расположенное соосно с упомянутым первым конструктивным кольцом (86) и радиально внутри него вокруг центральной линии (8), множество разнесенных в окружном направлении стоек (90), проходящих в радиальном направлении между упомянутыми первым и вторым конструктивными кольцами (86, 88), элементы (104, 106) переднего и заднего отстойников, имеющие передний и задний центральные каналы (84, 85),
при этом упомянутые элементы (104, 106) переднего и заднего отстойников неподвижно соединены с отстоящими друг от друга в осевом направлении передней и задней частями (108, 110) межтурбинной рамы (60) посредством передней и задней подшипниковых несущих конструкций (96, 97) соответственно,
упомянутые внутренний и внешний роторы (200, 202) низкого давления опираются с возможностью вращения посредством крайнего сзади несущего подшипника (76) ротора низкого давления, установленного в упомянутом заднем центральном канале (85) упомянутого элемента (106) заднего отстойника,
упомянутый ротор (33) высокого давления сзади опирается в радиальном направлении с возможностью вращения на пятый подшипник (94), установленный в упомянутой передней подшипниковой несущей конструкции (96), а
на упомянутом первом конструктивном кольце (86) расположено соединительное средство рамы для соединения двигателя с воздушным судном.
2. Узел по п.1, дополнительно содержащий выходной направляющий аппарат (150), служащий опорой венцу лопаток (152) выходного направляющего аппарата, которые проходят в радиальном направлении между кожухом (54) турбины низкого давления, конструктивно соединенным с упомянутой межтурбинной рамой (60), и кольцевой коробчатой конструкцией (154).
3. Узел по п.2, дополнительно содержащий
вращающийся кольцевой внешний ротор (136) барабанного типа, соединенный с возможностью привода с лопаточным венцом (13) первого вентилятора и первым вспомогательным компрессорным средством (16) с помощью упомянутого внутреннего вала (130) низкого давления,
вращающийся кольцевой внутренний ротор (146) барабанного типа, соединенный с возможностью привода с лопаточным венцом (15) второго вентилятора и вторым вспомогательным компрессорным средством (17) с помощью упомянутого внешнего вала (140) низкого давления,
причем упомянутые первое и второе вспомогательные компрессорные средства (16, 17) расположены в осевом направлении между упомянутыми лопаточными венцами (13, 15) первого и второго вентиляторов,
внешний контур (21), ограниченный в радиальном направлении кожухом (11) вентилятора и кольцевой радиально внутренней стенкой (9) внешнего контура, окружающий первое и второе вспомогательные компрессорные средства (16, 17), а радиально внешняя часть (23) лопаточного венца (15) второго вентилятора радиально расположена внутри упомянутого внешнего контура (21).
4. Узел по п.3, в котором упомянутое соединительное средство рамы включает в себя, по меньшей мере, одну U-образную серьгу (122).
5. Узел по п.4, дополнительно содержащий накладку (156), прикрученную болтами к упомянутой кольцевой коробчатой конструкции (154).
6. Узел по п.3, в котором
отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки (RH/RT) на входе вентилятора находится в диапазоне между 0,20 и 0,35,
компрессор (18) высокого давления упомянутого ротора (33) высокого давления, соединенный с возможностью привода с упомянутой турбиной (24) высокого давления с помощью вала (27) высокого давления,
причем упомянутый компрессор (18) высокого давления имеет общую степень сжатия в диапазоне примерно 40-65, а
степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень сжатия в вентиляторах находится в диапазоне 1,4-2,5 и сумма рабочих скоростей законцовок лопастей вентилятора для лопаточных венцов (13, 15) первого и второго вентиляторов находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.
7. Узел по п.3, дополнительно содержащий
первое уплотнение (223), расположенное с обеспечением уплотнения между упомянутым вторым вентилятором (6) и рамой (34) вентиляторов,
второе уплотнение (224), расположенное с обеспечением уплотнения между передними концами (226) кожуха (54) турбины низкого давления и внешнего ротора (136) барабанного типа, и третье уплотнение (225), расположенное с обеспечением уплотнения между кожухом (54) турбины низкого давления и последней ступенью (139) лопаточных венцов (138) турбины низкого давления, прикрученной болтами к заднему концу упомянутого внешнего ротора (136) барабанного типа.
8. Узел по п.7, в котором упомянутые уплотнения (223, 224, 225) являются скользящими контактными уплотнениями.
9. Узел по п.7, в котором упомянутые уплотнения (223, 224, 225) являются бесконтактными уплотнениями.
10. Узел по п.7, в котором упомянутые уплотнения (223, 224, 225) являются скользящими контактными уплотнениями или бесконтактными уплотнениями.
11. Узел по п.9, в котором упомянутые бесконтактные уплотнения являются аспирационными уплотнениями или торцевыми уплотнениями.
12. Узел по п.7, в котором
отношение радиуса ступицы к радиусу законцовки (RH/RT) на входе вентилятора находится в диапазоне между 0,20 и 0,35,
компрессор (18) высокого давления упомянутого ротора (33) высокого давления соединен с возможностью привода с упомянутой турбиной (24) высокого давления с помощью вала (27) высокого давления,
причем упомянутый компрессор (18) высокого давления имеет общую степень сжатия в диапазоне примерно 40-65, а степень двухконтурности находится в диапазоне 5-15, рабочая степень сжатия в вентиляторах находится в диапазоне 1,4-2,5 и сумма рабочих скоростей законцовок лопастей вентилятора для лопаточных венцов (13, 15) первого и второго вентиляторов находится в диапазоне 1000-2500 футов в секунду.
13. Узел по п.12, в котором упомянутое соединительное средство рамы включает в себя, по меньшей мере, одну U-образную серьгу (122).
14. Узел по п.13, дополнительно содержащий накладку (156), прикрученную болтами к упомянутой кольцевой коробчатой конструкции (154).
RU2002135788/06A 2002-03-01 2002-12-30 Узел авиационного газотурбинного двигателя RU2295046C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/087,681 US6619030B1 (en) 2002-03-01 2002-03-01 Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US10/087,681 2002-03-01

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2002135788A RU2002135788A (ru) 2004-08-10
RU2295046C2 true RU2295046C2 (ru) 2007-03-10

Family

ID=27733445

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2002135788/06A RU2295046C2 (ru) 2002-03-01 2002-12-30 Узел авиационного газотурбинного двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6619030B1 (ru)
EP (1) EP1340902B1 (ru)
JP (1) JP4204310B2 (ru)
CA (1) CA2414992C (ru)
DE (1) DE60220636T2 (ru)
RU (1) RU2295046C2 (ru)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2484262C2 (ru) * 2007-10-04 2013-06-10 Снекма Промежуточный картер турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель
RU2553634C2 (ru) * 2009-04-17 2015-06-20 Снекма Двухроторный газотурбинный двигатель, оборудованный межвальным опорным подшипником
RU2593060C2 (ru) * 2012-09-20 2016-07-27 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Гибкая поддерживающая конструкция для зубчатой трансмиссии газотурбинного двигателя
RU2594209C2 (ru) * 2010-11-26 2016-08-10 СНЕКМА Сосьете аноним Устройство для выведения масла и турбомашина, содержащая такое устройство
RU2631956C2 (ru) * 2012-01-31 2017-09-29 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2631955C2 (ru) * 2012-01-31 2017-09-29 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2633218C2 (ru) * 2012-01-31 2017-10-11 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя

Families Citing this family (311)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6684626B1 (en) * 2002-07-30 2004-02-03 General Electric Company Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines
US6763652B2 (en) * 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Variable torque split aircraft gas turbine engine 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
US7048496B2 (en) * 2002-10-31 2006-05-23 General Electric Company Turbine cooling, purge, and sealing system
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
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
FR2866073B1 (fr) * 2004-02-11 2006-07-28 Snecma Moteurs Turboreacteur ayant deux soufflantes contrarotatives solidaires d'un compresseur a basse pression contrarotatif
GB0406174D0 (en) * 2004-03-19 2004-04-21 Rolls Royce Plc Turbine engine arrangement
US7093418B2 (en) * 2004-04-21 2006-08-22 Honeywell International, Inc. Gas turbine engine including a low pressure sump seal buffer source and thermally isolated sump
US7185484B2 (en) * 2004-08-11 2007-03-06 General Electric Company Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
ITMI20041778A1 (it) * 2004-09-17 2004-12-17 Nuovo Pignone Spa Fondo bombato di tenuta per una turbina bialbero
JP5124276B2 (ja) * 2004-10-07 2013-01-23 ボルボ エアロ コーポレイション ガスタービン中間構造および該中間構造を含むガスタービンエンジン
US7269938B2 (en) * 2004-10-29 2007-09-18 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7334392B2 (en) * 2004-10-29 2008-02-26 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7195446B2 (en) * 2004-10-29 2007-03-27 General Electric Company Counter-rotating turbine engine and method of assembling same
US7195447B2 (en) * 2004-10-29 2007-03-27 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling same
US7186073B2 (en) * 2004-10-29 2007-03-06 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7290386B2 (en) * 2004-10-29 2007-11-06 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7296398B2 (en) * 2004-10-29 2007-11-20 General Electric Company Counter-rotating turbine engine and method of assembling same
US7334981B2 (en) * 2004-10-29 2008-02-26 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7409819B2 (en) * 2004-10-29 2008-08-12 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling same
US7458202B2 (en) * 2004-10-29 2008-12-02 General Electric Company Lubrication system for a counter-rotating turbine engine and method of assembling same
WO2006060013A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan rotor of a tip turbine engine
WO2006059972A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Compressor variable stage remote actuation for turbine engine
US8365511B2 (en) * 2004-12-01 2013-02-05 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral case, vane, mount and mixer
WO2006059996A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Balanced turbine rotor fan blade for a tip turbine engine
US7874163B2 (en) * 2004-12-01 2011-01-25 United Technologies Corporation Starter generator system for a tip turbine engine
EP1825128B1 (en) * 2004-12-01 2011-03-02 United Technologies Corporation Regenerative turbine blade and vane cooling for a tip turbine engine
US8083030B2 (en) * 2004-12-01 2011-12-27 United Technologies Corporation Gearbox lubrication supply system for a tip engine
US8152469B2 (en) * 2004-12-01 2012-04-10 United Technologies Corporation Annular turbine ring rotor
EP1834067B1 (en) * 2004-12-01 2008-11-26 United Technologies Corporation Fan blade assembly for a tip turbine engine and method of assembly
EP1825111B1 (en) * 2004-12-01 2011-08-31 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case for a tip turbine engine
WO2006060001A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Fan rotor assembly for a tip turbine engine
US8033092B2 (en) * 2004-12-01 2011-10-11 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral fan, combustor, and turbine case
EP1828567B1 (en) 2004-12-01 2011-10-12 United Technologies Corporation Diffuser aspiration for a tip turbine engine
EP1828683B1 (en) 2004-12-01 2013-04-10 United Technologies Corporation Combustor for turbine engine
WO2006060011A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising a nonrotable compartment
WO2006059994A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan-turbine rotor of a tip turbine engine
WO2006060000A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method
EP1825117B1 (en) * 2004-12-01 2012-06-13 United Technologies Corporation Turbine engine with differential gear driven fan and compressor
US8641367B2 (en) 2004-12-01 2014-02-04 United Technologies Corporation Plurality of individually controlled inlet guide vanes in a turbofan engine and corresponding controlling method
EP1825177B1 (en) 2004-12-01 2012-01-25 United Technologies Corporation Inflatable bleed valve for turbine engine and method of controlling bleed air
US7845157B2 (en) 2004-12-01 2010-12-07 United Technologies Corporation Axial compressor for tip turbine engine
DE602004028528D1 (de) * 2004-12-01 2010-09-16 United Technologies Corp Tip-Turbinentriebwerk mit mehreren Gebläse- und Turbinenstufen
WO2006110123A2 (en) * 2004-12-01 2006-10-19 United Technologies Corporation Vectoring transition duct for turbine engine
US9003759B2 (en) 2004-12-01 2015-04-14 United Technologies Corporation Particle separator for tip turbine engine
US20090169385A1 (en) * 2004-12-01 2009-07-02 Suciu Gabriel L Fan-turbine rotor assembly with integral inducer section for a tip turbine engine
DE602004028297D1 (de) * 2004-12-01 2010-09-02 United Technologies Corp Umfangsbrennkammer für spitzenturbinenmotor
EP1831520B1 (en) * 2004-12-01 2009-02-25 United Technologies Corporation Tip turbine engine and corresponding operating method
US7887296B2 (en) * 2004-12-01 2011-02-15 United Technologies Corporation Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine
US7882695B2 (en) 2004-12-01 2011-02-08 United Technologies Corporation Turbine blow down starter for turbine engine
EP1828546B1 (en) * 2004-12-01 2009-10-21 United Technologies Corporation Stacked annular components for turbine engines
WO2006059978A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Cantilevered tip turbine engine
WO2006060009A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Turbine blade engine comprising turbine clusters and radial attachment lock arrangement therefor
EP1825113B1 (en) 2004-12-01 2012-10-24 United Technologies Corporation Counter-rotating gearbox for tip turbine engine
US7976273B2 (en) * 2004-12-01 2011-07-12 United Technologies Corporation Tip turbine engine support structure
EP1834071B1 (en) * 2004-12-01 2013-03-13 United Technologies Corporation Inducer for a fan blade of a tip turbine engine
US9845727B2 (en) * 2004-12-01 2017-12-19 United Technologies Corporation Tip turbine engine composite tailcone
US7631480B2 (en) * 2004-12-01 2009-12-15 United Technologies Corporation Modular tip turbine engine
DE602004029950D1 (de) * 2004-12-01 2010-12-16 United Technologies Corp Enggekoppelte getriebeanordnung für einen spitzenturbinenmotor
US20090148273A1 (en) * 2004-12-01 2009-06-11 Suciu Gabriel L Compressor inlet guide vane for tip turbine engine and corresponding control method
EP1828573B1 (en) * 2004-12-01 2010-06-16 United Technologies Corporation Hydraulic seal for a gearbox of a tip turbine engine
WO2006059986A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow
US7980054B2 (en) * 2004-12-01 2011-07-19 United Technologies Corporation Ejector cooling of outer case for tip turbine engine
US9109537B2 (en) * 2004-12-04 2015-08-18 United Technologies Corporation Tip turbine single plane mount
US7334982B2 (en) * 2005-05-06 2008-02-26 General Electric Company Apparatus for scavenging lubricating oil
US7594388B2 (en) * 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
US7510371B2 (en) * 2005-06-06 2009-03-31 General Electric Company Forward tilted turbine nozzle
US7513102B2 (en) * 2005-06-06 2009-04-07 General Electric Company Integrated counterrotating turbofan
US20070028595A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-08 Mongia Hukam C High pressure gas turbine engine having reduced emissions
US20070079507A1 (en) * 2005-10-12 2007-04-12 Kenny Cheng Blade shroud repair
US7490460B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7603844B2 (en) * 2005-10-19 2009-10-20 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
US7493753B2 (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
US7490461B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7752836B2 (en) * 2005-10-19 2010-07-13 General Electric Company Gas turbine 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
US7610763B2 (en) 2006-05-09 2009-11-03 United Technologies Corporation Tailorable design configuration topologies for aircraft engine mid-turbine frames
US7594405B2 (en) * 2006-07-27 2009-09-29 United Technologies Corporation Catenary mid-turbine frame design
US7694505B2 (en) * 2006-07-31 2010-04-13 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7870719B2 (en) * 2006-10-13 2011-01-18 General Electric Company Plasma enhanced rapidly expanded gas turbine engine transition duct
US20080095616A1 (en) * 2006-10-20 2008-04-24 Ioannis Alvanos Fluid brush seal with segment seal land
US7766599B2 (en) 2006-10-31 2010-08-03 General Electric Company Plasma lifted boundary layer gas turbine engine vane
US7926259B2 (en) * 2006-10-31 2011-04-19 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7841165B2 (en) * 2006-10-31 2010-11-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
FR2908452A1 (fr) * 2006-11-15 2008-05-16 Snecma Sa Dispositif de fixation de stator de turbine libre par double centrage.
US7882693B2 (en) * 2006-11-29 2011-02-08 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7695241B2 (en) * 2006-11-30 2010-04-13 General Electric Company Downstream plasma shielded film cooling
US7588413B2 (en) * 2006-11-30 2009-09-15 General Electric Company Upstream plasma shielded film cooling
US7797946B2 (en) * 2006-12-06 2010-09-21 United Technologies Corporation Double U design for mid-turbine frame struts
US7765789B2 (en) * 2006-12-15 2010-08-03 General Electric Company Apparatus and method for assembling gas turbine engines
US7736123B2 (en) * 2006-12-15 2010-06-15 General Electric Company Plasma induced virtual turbine airfoil trailing edge extension
US7628585B2 (en) * 2006-12-15 2009-12-08 General Electric Company Airfoil leading edge end wall vortex reducing plasma
US7926290B2 (en) * 2006-12-18 2011-04-19 General Electric Company Turbine engine with modulated flow fan and method of operation
US7716914B2 (en) * 2006-12-21 2010-05-18 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
FR2912181B1 (fr) * 2007-02-07 2009-04-24 Snecma Sa Turbine a gaz a turbines hp et bp contra-rotatives
US8001787B2 (en) * 2007-02-27 2011-08-23 Siemens Energy, Inc. Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines
US8038388B2 (en) * 2007-03-05 2011-10-18 United Technologies Corporation Abradable component for a gas turbine engine
US8967945B2 (en) 2007-05-22 2015-03-03 United Technologies Corporation Individual inlet guide vane control for tip turbine engine
US20150377123A1 (en) 2007-08-01 2015-12-31 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11149650B2 (en) 2007-08-01 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11486311B2 (en) 2007-08-01 2022-11-01 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11242805B2 (en) * 2007-08-01 2022-02-08 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11346289B2 (en) 2007-08-01 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US8844265B2 (en) * 2007-08-01 2014-09-30 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US9701415B2 (en) 2007-08-23 2017-07-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US9494084B2 (en) 2007-08-23 2016-11-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan variable area nozzle for low fan pressure ratio
US10167813B2 (en) 2007-08-23 2019-01-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan variable area nozzle to reduce fan instability
US20180230912A1 (en) * 2007-09-21 2018-08-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US20140157754A1 (en) * 2007-09-21 2014-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US8590286B2 (en) * 2007-12-05 2013-11-26 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving tip fans
US8402742B2 (en) 2007-12-05 2013-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine systems involving tip fans
FR2926337B1 (fr) * 2008-01-14 2013-12-06 Snecma Aube directrice de sortie pour un turboreacteur d'avion et turboreacteur comportant cette aube
US8292570B2 (en) * 2008-01-25 2012-10-23 United Technologies Corporation Low pressure turbine with counter-rotating drives for single spool
FR2927366B1 (fr) * 2008-02-13 2013-07-05 Snecma Dispositif de recuperation d'huile.
US8534074B2 (en) * 2008-05-13 2013-09-17 Rolls-Royce Corporation Dual clutch arrangement and method
US20140174056A1 (en) * 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US8128021B2 (en) 2008-06-02 2012-03-06 United Technologies Corporation Engine mount system for a turbofan gas turbine engine
US8800914B2 (en) 2008-06-02 2014-08-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US8807477B2 (en) 2008-06-02 2014-08-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US20100005810A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 Rob Jarrell Power transmission among shafts in a turbine engine
US8113768B2 (en) * 2008-07-23 2012-02-14 United Technologies Corporation Actuated variable geometry mid-turbine frame design
US8061980B2 (en) * 2008-08-18 2011-11-22 United Technologies Corporation Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames
US8480527B2 (en) * 2008-08-27 2013-07-09 Rolls-Royce Corporation Gearing arrangement
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
US8011877B2 (en) * 2008-11-24 2011-09-06 General Electric Company Fiber composite reinforced aircraft gas turbine engine drums with radially inwardly extending blades
US8099962B2 (en) * 2008-11-28 2012-01-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system and radial locator for radially centering a bearing for gas turbine engine
US8347635B2 (en) * 2008-11-28 2013-01-08 Pratt & Whitey Canada Corp. Locking apparatus for a radial locator for gas turbine engine mid turbine frame
US20100132377A1 (en) * 2008-11-28 2010-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Fabricated itd-strut and vane ring for gas turbine engine
US8091371B2 (en) * 2008-11-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame for gas turbine engine
US20100132371A1 (en) * 2008-11-28 2010-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system for gas turbine engine
US8245518B2 (en) * 2008-11-28 2012-08-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system for gas turbine engine
US8347500B2 (en) * 2008-11-28 2013-01-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of assembly and disassembly of a gas turbine mid turbine frame
US8061969B2 (en) * 2008-11-28 2011-11-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system for gas turbine engine
US8075438B2 (en) * 2008-12-11 2011-12-13 Rolls-Royce Corporation Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs
US8021267B2 (en) * 2008-12-11 2011-09-20 Rolls-Royce Corporation Coupling assembly
FR2942976B1 (fr) * 2009-03-13 2012-12-14 Bernard Etcheparre Dispositif de projection de fluide par effet de souffle d'air
US8567202B2 (en) * 2009-05-15 2013-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Support links with lockable adjustment feature
US8979491B2 (en) 2009-05-15 2015-03-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan mounting arrangement
US8313293B2 (en) * 2009-05-15 2012-11-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan mounting system
US20110167784A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Method of operating a convertible fan engine
US20110167792A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive engine
US9284887B2 (en) 2009-12-31 2016-03-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and frame
US8997500B2 (en) 2010-02-19 2015-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine oil buffering
US8845277B2 (en) 2010-05-24 2014-09-30 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with integral gear and bearing supports
EP2392785B1 (en) * 2010-06-07 2016-04-06 Airbus Operations GmbH Exhaust gas treatment of gas turbine engines
EP2466074A1 (de) 2010-12-15 2012-06-20 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinentriebwerk mit Kolbenringdichtung
US8777793B2 (en) 2011-04-27 2014-07-15 United Technologies Corporation Fan drive planetary gear system integrated carrier and torque frame
US20120301275A1 (en) * 2011-05-26 2012-11-29 Suciu Gabriel L Integrated ceramic matrix composite rotor module for a gas turbine engine
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US8708274B2 (en) 2011-09-09 2014-04-29 United Technologies Corporation Transverse mounted gas turbine engine
US9279341B2 (en) 2011-09-22 2016-03-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system architecture for a mid-turbine frame module
CN104136721B (zh) * 2011-12-30 2017-05-31 联合工艺公司 涡轮发动机及其操作方法
US8979484B2 (en) 2012-01-05 2015-03-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Casing for an aircraft turbofan bypass engine
US20130186058A1 (en) * 2012-01-24 2013-07-25 William G. Sheridan Geared turbomachine fan and compressor rotation
US9316117B2 (en) 2012-01-30 2016-04-19 United Technologies Corporation Internally cooled spoke
US9611859B2 (en) 2012-01-31 2017-04-04 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
US10240526B2 (en) 2012-01-31 2019-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US9140137B2 (en) 2012-01-31 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine mid turbine frame bearing support
US8863491B2 (en) 2012-01-31 2014-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US20150345426A1 (en) 2012-01-31 2015-12-03 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US8402741B1 (en) 2012-01-31 2013-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
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
US8887487B2 (en) * 2012-01-31 2014-11-18 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US20130192266A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US9222417B2 (en) 2012-01-31 2015-12-29 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US9038366B2 (en) 2012-01-31 2015-05-26 United Technologies Corporation LPC flowpath shape with gas turbine engine shaft bearing configuration
US10415468B2 (en) * 2012-01-31 2019-09-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer system
US20130192196A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US20130192191A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Frederick M. Schwarz Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10837367B2 (en) * 2012-02-28 2020-11-17 Raytheon Technologies Corporation Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine
US9856745B2 (en) * 2012-02-28 2018-01-02 United Technologies Corporation Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine
US9080512B2 (en) 2012-02-29 2015-07-14 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to mid turbine frame
US9022725B2 (en) 2012-02-29 2015-05-05 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
US9011076B2 (en) 2012-02-29 2015-04-21 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
US9194290B2 (en) 2012-02-29 2015-11-24 United Technologies Corporation Counter-rotating low pressure turbine without turbine exhaust case
US10138809B2 (en) 2012-04-02 2018-11-27 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US20130269479A1 (en) * 2012-04-11 2013-10-17 General Electric Company Gearbox and support apparatus for gearbox carrier
US9074485B2 (en) 2012-04-25 2015-07-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with three turbines all counter-rotating
EP3708792A1 (en) * 2012-04-25 2020-09-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US9194296B2 (en) 2012-05-18 2015-11-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Inner bypass duct wall attachment
US8756908B2 (en) 2012-05-31 2014-06-24 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8833086B2 (en) * 2012-05-31 2014-09-16 United Technologies Corporation Lubrication arrangement for a gas turbine engine gear assembly
US20150308351A1 (en) 2012-05-31 2015-10-29 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8572943B1 (en) 2012-05-31 2013-11-05 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US9410427B2 (en) * 2012-06-05 2016-08-09 United Technologies Corporation Compressor power and torque transmitting hub
US20140010648A1 (en) * 2012-06-29 2014-01-09 United Technologies Corporation Sleeve for turbine bearing stack
US9410441B2 (en) 2012-09-13 2016-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Turboprop engine with compressor turbine shroud
US9790861B2 (en) * 2012-09-28 2017-10-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine having support structure with swept leading edge
US9869191B2 (en) * 2012-10-09 2018-01-16 United Technologies Corporation Geared low fan pressure ratio fan exit guide vane stagger angle
US20140130479A1 (en) * 2012-11-14 2014-05-15 United Technologies Corporation Gas Turbine Engine With Mount for Low Pressure Turbine Section
US10378370B2 (en) 2012-12-29 2019-08-13 United Technologies Corporation Mechanical linkage for segmented heat shield
US10240481B2 (en) 2012-12-29 2019-03-26 United Technologies Corporation Angled cut to direct radiative heat load
US10294819B2 (en) 2012-12-29 2019-05-21 United Technologies Corporation Multi-piece heat shield
WO2014105780A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-purpose gas turbine seal support and assembly
GB2524211B (en) 2012-12-29 2021-05-26 United Technologies Corp Turbine frame assembly and method of designing turbine frame assembly
WO2014105599A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Heat shield for cooling a strut
US9771818B2 (en) 2012-12-29 2017-09-26 United Technologies Corporation Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case
US9297312B2 (en) 2012-12-29 2016-03-29 United Technologies Corporation Circumferentially retained fairing
US9347330B2 (en) 2012-12-29 2016-05-24 United Technologies Corporation Finger seal
WO2014105616A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Turbine exhaust case architecture
US9828867B2 (en) 2012-12-29 2017-11-28 United Technologies Corporation Bumper for seals in a turbine exhaust case
WO2014137444A2 (en) 2012-12-29 2014-09-12 United Technologies Corporation Multi-ply finger seal
US9850780B2 (en) 2012-12-29 2017-12-26 United Technologies Corporation Plate for directing flow and film cooling of components
US9541006B2 (en) 2012-12-29 2017-01-10 United Technologies Corporation Inter-module flow discourager
US9850774B2 (en) 2012-12-29 2017-12-26 United Technologies Corporation Flow diverter element and assembly
WO2014143329A2 (en) 2012-12-29 2014-09-18 United Technologies Corporation Frame junction cooling holes
WO2014105803A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US9206742B2 (en) 2012-12-29 2015-12-08 United Technologies Corporation Passages to facilitate a secondary flow between components
WO2014105577A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Scupper channelling in gas turbine modules
WO2014105657A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Mount with deflectable tabs
US10472987B2 (en) 2012-12-29 2019-11-12 United Technologies Corporation Heat shield for a casing
US9562478B2 (en) 2012-12-29 2017-02-07 United Technologies Corporation Inter-module finger seal
US9631517B2 (en) 2012-12-29 2017-04-25 United Technologies Corporation Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case
US10329956B2 (en) 2012-12-29 2019-06-25 United Technologies Corporation Multi-function boss for a turbine exhaust case
US10094389B2 (en) 2012-12-29 2018-10-09 United Technologies Corporation Flow diverter to redirect secondary flow
WO2014105800A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US9863261B2 (en) 2012-12-29 2018-01-09 United Technologies Corporation Component retention with probe
US10060279B2 (en) 2012-12-29 2018-08-28 United Technologies Corporation Seal support disk and assembly
WO2014105688A1 (en) 2012-12-31 2014-07-03 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
WO2014105682A1 (en) 2012-12-31 2014-07-03 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
GB2524443B (en) 2012-12-31 2020-02-12 United Technologies Corp Turbine exhaust case multi-piece frame
US20140182293A1 (en) * 2012-12-31 2014-07-03 United Technologies Corporation Compressor Rotor for Gas Turbine Engine With Deep Blade Groove
BR112015017110A2 (pt) * 2013-01-18 2017-07-11 Gen Electric motor de turbina a gás
US10330011B2 (en) 2013-03-11 2019-06-25 United Technologies Corporation Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing
US9624827B2 (en) 2013-03-15 2017-04-18 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
US10724479B2 (en) 2013-03-15 2020-07-28 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
DE102013213517A1 (de) * 2013-07-10 2015-01-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugtriebwerk
US20160201684A1 (en) * 2013-09-30 2016-07-14 United Technologies Corporation Compressor area splits for geared turbofan
US10502163B2 (en) * 2013-11-01 2019-12-10 United Technologies Corporation Geared turbofan arrangement with core split power ratio
US9598981B2 (en) * 2013-11-22 2017-03-21 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip
EP2886802B1 (fr) * 2013-12-20 2019-04-10 Safran Aero Boosters SA Joint de virole interne de dernier étage de compresseur de turbomachine axiale
US9739205B2 (en) 2013-12-23 2017-08-22 United Technologies Corporation Geared turbofan with a gearbox upstream of a fan drive turbine
US20150240712A1 (en) * 2014-02-24 2015-08-27 United Technologies Corporation Mid-turbine duct for geared gas turbine engine
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US11448123B2 (en) * 2014-06-13 2022-09-20 Raytheon Technologies Corporation Geared turbofan architecture
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
US20160167798A1 (en) * 2014-12-12 2016-06-16 General Electric Company Variable pitch mounting for aircraft gas turbine engine
US20160230674A1 (en) * 2015-02-09 2016-08-11 United Technologies Corporation Gear reduction for lower thrust geared turbofan
CA2934668C (en) * 2015-07-09 2018-11-06 General Electric Company Bearing assembly for supporting a rotor shaft of a gas turbine engine
US10920612B2 (en) 2015-07-24 2021-02-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid-turbine frame spoke cooling system and method
US10443449B2 (en) 2015-07-24 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Spoke mounting arrangement
US10247035B2 (en) 2015-07-24 2019-04-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Spoke locking architecture
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US10273812B2 (en) 2015-12-18 2019-04-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine rotor coolant supply system
FR3053728B1 (fr) * 2016-07-07 2022-01-21 Safran Aircraft Engines Support de palier en deux pieces
US10364748B2 (en) 2016-08-19 2019-07-30 United Technologies Corporation Finger seal flow metering
US11053797B2 (en) * 2017-01-23 2021-07-06 General Electric Company Rotor thrust balanced turbine engine
US11111858B2 (en) 2017-01-27 2021-09-07 General Electric Company Cool core gas turbine engine
US20180216575A1 (en) * 2017-01-27 2018-08-02 General Electric Company Cool core gas turbine engine
US10371383B2 (en) 2017-01-27 2019-08-06 General Electric Company Unitary flow path structure
US10378770B2 (en) 2017-01-27 2019-08-13 General Electric Company Unitary flow path structure
US10393381B2 (en) 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
US10253643B2 (en) 2017-02-07 2019-04-09 General Electric Company Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10823114B2 (en) 2017-02-08 2020-11-03 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10801442B2 (en) 2017-02-08 2020-10-13 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly
US10465606B2 (en) 2017-02-08 2019-11-05 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10876407B2 (en) * 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
US10385776B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods for assembling a unitary flow path structure
US10378373B2 (en) 2017-02-23 2019-08-13 General Electric Company Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
US10370990B2 (en) 2017-02-23 2019-08-06 General Electric Company Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils
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
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
US10253641B2 (en) 2017-02-23 2019-04-09 General Electric Company Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path
US10519860B2 (en) * 2017-03-07 2019-12-31 General Electric Company Turbine frame and bearing arrangement for three spool engine
US10137981B2 (en) * 2017-03-31 2018-11-27 General Electric Company Electric propulsion system for an aircraft
US10294821B2 (en) 2017-04-12 2019-05-21 General Electric Company Interturbine frame for gas turbine engine
US10385731B2 (en) 2017-06-12 2019-08-20 General Electric Company CTE matching hanger support for CMC structures
US10914194B2 (en) 2017-09-20 2021-02-09 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10781717B2 (en) 2017-09-20 2020-09-22 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10508546B2 (en) 2017-09-20 2019-12-17 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10823000B2 (en) 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10711629B2 (en) 2017-09-20 2020-07-14 Generl Electric Company Method of clearance control for an interdigitated turbine engine
US10458267B2 (en) 2017-09-20 2019-10-29 General Electric Company Seal assembly for counter rotating turbine assembly
US11098592B2 (en) 2017-09-20 2021-08-24 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10738617B2 (en) 2017-09-20 2020-08-11 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US10774668B2 (en) * 2017-09-20 2020-09-15 General Electric Company Intersage seal assembly for counter rotating turbine
US10823001B2 (en) 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US10941665B2 (en) * 2018-05-04 2021-03-09 General Electric Company Composite airfoil assembly for an interdigitated rotor
US10677075B2 (en) * 2018-05-04 2020-06-09 General Electric Company Composite airfoil assembly for an interdigitated rotor
CN109505773B (zh) * 2018-12-28 2023-09-08 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种氦气低压压气机整体密封结构
US11085515B2 (en) 2019-02-20 2021-08-10 General Electric Company Gearbox coupling in a turbomachine
US11753939B2 (en) 2019-02-20 2023-09-12 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced rotor blades
US11021970B2 (en) 2019-02-20 2021-06-01 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced rotor blades
US11073088B2 (en) 2019-02-20 2021-07-27 General Electric Company Gearbox mounting in a turbomachine
US11156097B2 (en) 2019-02-20 2021-10-26 General Electric Company Turbomachine having an airflow management assembly
US11118535B2 (en) 2019-03-05 2021-09-14 General Electric Company Reversing gear assembly for a turbo machine
FR3094747B1 (fr) * 2019-04-08 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Dispositif amélioré d’attache d’aubes dans une turbine contrarotative.
IT201900014739A1 (it) 2019-08-13 2021-02-13 Ge Avio Srl Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine.
IT201900014736A1 (it) * 2019-08-13 2021-02-13 Ge Avio Srl Elementi di tenuta integrali per pale trattenute in un rotore a tamburo esterno anulare girevole in una turbomacchina.
US11268394B2 (en) 2020-03-13 2022-03-08 General Electric Company Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine
US11781506B2 (en) 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines
US11156110B1 (en) 2020-08-04 2021-10-26 General Electric Company Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine
CN112324577B (zh) * 2020-10-22 2021-08-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种外流道定位结构
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
CN114909220B (zh) * 2021-02-09 2024-07-26 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃气涡轮发动机的轴承腔通风促进装置及方法
US11655719B2 (en) 2021-04-16 2023-05-23 General Electric Company Airfoil 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
CN113565583B (zh) * 2021-07-19 2022-08-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种双转子涡扇发动机整机高压涡轮转子动应力测试装置
CN114688100B (zh) * 2022-05-31 2022-09-02 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气涡轮发动机压气机的装配方法
CN114876593B (zh) * 2022-07-06 2022-09-20 成都中科翼能科技有限公司 一种用于核心机涡轮转子轴承腔的封严结构
CN115430584B (zh) * 2022-08-10 2023-09-22 南京赛达科技有限公司 一种航空发动机叶片加工用夹紧装置

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2535789A1 (fr) 1982-11-10 1984-05-11 Snecma Montage d'un palier inter-arbres de turbomachine multi-corps
US4758129A (en) 1985-05-31 1988-07-19 General Electric Company Power frame
US4860537A (en) 1986-08-29 1989-08-29 Brandt, Inc. High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine
US4790133A (en) 1986-08-29 1988-12-13 General Electric Company High bypass ratio counterrotating turbofan engine
GB2207191B (en) 1987-07-06 1992-03-04 Gen Electric Gas turbine engine
US4976102A (en) 1988-05-09 1990-12-11 General Electric Company Unducted, counterrotating gearless front fan engine
US4965994A (en) 1988-12-16 1990-10-30 General Electric Company Jet engine turbine support
US4951461A (en) 1989-03-20 1990-08-28 General Electric Company Power turbine support arrangement
DE4009223A1 (de) 1990-03-22 1991-09-26 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
FR2661213B1 (fr) * 1990-04-19 1992-07-03 Snecma Moteur d'aviation a tres grand taux de dilution et du type dit contrafan avant.
US5160251A (en) 1991-05-13 1992-11-03 General Electric Company Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads
US5292227A (en) * 1992-12-10 1994-03-08 General Electric Company Turbine frame
GB2275308B (en) 1993-02-20 1997-02-26 Rolls Royce Plc A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure
US5443590A (en) 1993-06-18 1995-08-22 General Electric Company Rotatable turbine frame
US5361580A (en) 1993-06-18 1994-11-08 General Electric Company Gas turbine engine rotor support system
US5307622A (en) * 1993-08-02 1994-05-03 General Electric Company Counterrotating turbine support assembly
US5452575A (en) 1993-09-07 1995-09-26 General Electric Company Aircraft gas turbine engine thrust mount
US5438756A (en) * 1993-12-17 1995-08-08 General Electric Company Method for assembling a turbine frame assembly
US5813214A (en) 1997-01-03 1998-09-29 General Electric Company Bearing lubrication configuration in a turbine engine
US5746574A (en) * 1997-05-27 1998-05-05 General Electric Company Low profile fluid joint
US6439841B1 (en) * 2000-04-29 2002-08-27 General Electric Company Turbine frame assembly

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2484262C2 (ru) * 2007-10-04 2013-06-10 Снекма Промежуточный картер турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель
RU2553634C2 (ru) * 2009-04-17 2015-06-20 Снекма Двухроторный газотурбинный двигатель, оборудованный межвальным опорным подшипником
RU2594209C2 (ru) * 2010-11-26 2016-08-10 СНЕКМА Сосьете аноним Устройство для выведения масла и турбомашина, содержащая такое устройство
RU2631956C2 (ru) * 2012-01-31 2017-09-29 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2631955C2 (ru) * 2012-01-31 2017-09-29 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2633218C2 (ru) * 2012-01-31 2017-10-11 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2593060C2 (ru) * 2012-09-20 2016-07-27 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Гибкая поддерживающая конструкция для зубчатой трансмиссии газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
DE60220636T2 (de) 2008-02-21
DE60220636D1 (de) 2007-07-26
US20030163984A1 (en) 2003-09-04
EP1340902A3 (en) 2004-12-22
US6619030B1 (en) 2003-09-16
JP4204310B2 (ja) 2009-01-07
CA2414992C (en) 2009-11-17
EP1340902A2 (en) 2003-09-03
JP2003254083A (ja) 2003-09-10
CA2414992A1 (en) 2003-09-01
EP1340902B1 (en) 2007-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2295046C2 (ru) Узел авиационного газотурбинного двигателя
RU2302545C2 (ru) Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления
CA2436664C (en) Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines
US6883303B1 (en) Aircraft engine with inter-turbine engine frame
US6763653B2 (en) Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster
RU2631955C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2002135788A (ru) Узел авиационного газотурбинного двигателя
EP3792471B1 (en) Gas turbine engine
US12085024B2 (en) High fan tip speed engine
US11885237B2 (en) Turbomachine including a rotor connected to a plurality of blades having an arm and a seal
JP2927790B2 (ja) ガスタービン機関
US11156109B2 (en) Blade retention features for turbomachines
US11414994B2 (en) Blade retention features for turbomachines
US11492910B2 (en) Damper seals for rotating drums in turbomachines
GB2613076A (en) Electric machine within a turbine engine
CN115506916A (zh) 对转桨尖双驱动涡扇发动机

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20161231