RU2418181C2 - Двухкаскадный газотурбинный двигатель с устройством отбора мощности на роторах низкого давления и высокого давления, блок отбора мощности для газотурбинного двигателя и способ сборки газотурбинного двигателя - Google Patents
Двухкаскадный газотурбинный двигатель с устройством отбора мощности на роторах низкого давления и высокого давления, блок отбора мощности для газотурбинного двигателя и способ сборки газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2418181C2 RU2418181C2 RU2006104060/06A RU2006104060A RU2418181C2 RU 2418181 C2 RU2418181 C2 RU 2418181C2 RU 2006104060/06 A RU2006104060/06 A RU 2006104060/06A RU 2006104060 A RU2006104060 A RU 2006104060A RU 2418181 C2 RU2418181 C2 RU 2418181C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- pressure
- turbine engine
- low
- power take
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
- F05D2230/61—Assembly methods using limited numbers of standard modules which can be adapted by machining
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gear Transmission (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Двухкаскадный газотурбинный двигатель содержит роторы высокого и низкого давления, вспомогательную коробку передач и устройство привода передаточных валов, передающих движение вспомогательной коробке передач. Устройство привода содержит ведущую шестерню высокого давления на валу ротора высокого давления, ведущую шестерню низкого давления на валу ротора низкого давления и блок отбора мощности в непосредственном зацеплении с ведущими шестернями. Блок отбора мощности содержит корпус и две шестерни отбора мощности. Шестерня отбора мощности высокого давления находится в зацеплении с ведущей шестерней высокого давления, а шестерня отбора мощности низкого давления находится в зацеплении с ведущей шестерней низкого давления. Другое изобретение группы относится к блоку отбора мощности для указанного газотурбинного двигателя. Еще одно изобретение относится к способу сборки газотурбинного двигателя, включающему установку ротора высокого давления, установку блока отбора мощности, размещение передаточных валов в блоке отбора мощности и установку ротора низкого давления. Изобретения позволяют упростить конструкцию двигателя и облегчить его сборку. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к двухкаскадному газотурбинному двигателю с устройством отбора мощности на роторах низкого давления и высокого давления, к блоку отбора мощности для газотурбинного двигателя и к способу сборки газотурбинного двигателя.
Некоторое количество мощности, вырабатываемой авиационным газотурбинным двигателем, используется для приведения в действие различных компонентов как самого газотурбинного двигателя, так и самолета, движению которого способствует газотурбинный двигатель.
Некоторая часть этой мощности отводится из компрессора высокого давления, сжатый воздух которого используется, в частности, для поддержания давления в кабине самолета и для ее кондиционирования, или для предотвращения обледенения. Часть этой мощности механически передается на вал ступени высокого давления газотурбинного двигателя для привода входного вала вспомогательной коробки передач, расположенной на корпусе газотурбинного двигателя. Этот входной вал приводится во вращение от передаточного вала, проходящего вдоль конструкционного плеча корпуса и приводимого в движение посредством шестерни, закрепленной на валу высокого давления.
Вспомогательная коробка передач, хорошо известная специалистам в данной области техники под аббревиатурой AGB, содержит различные механизмы или вспомогательные устройства, например генератор, стартер, генератор переменного тока, гидравлические топливные или масляные насосы, и т.д. Эти различные вспомогательные устройства механически приводятся от вала высокого давления.
С другой стороны, необходимо увеличивать отбор механической энергии из-за увеличения роли, выполняемой электрическими устройствами, которые считаются более податливыми в применении.
Однако отбор чрезмерного количества механической энергии оказывает негативное влияние на работу ступени высокого давления, так как это может вызвать скачок в компрессоре, в частности, когда двигатель работает при низкой скорости.
В предшествующем уровне техники предлагалось отбирать некоторое количество механической энергии со ступени низкого давления. Представлялись различные решения. В документе FR 2606077 предлагается присоединить роторы газотурбинного двигателя непосредственно к двум входам дифференциала, расположенного вблизи них. Однако такое расположение не всегда возможно из-за пространства, необходимого для такого расположения, в сердцевине газотурбинного двигателя. В документе GB 973388 описано использование устройств отбора мощности с вала высокого давления и вала низкого давления для промышленной турбины, приводящей в действие вспомогательную коробку передач, расположенную на внешнем корпусе турбины: однако устройства отбора мощности с каждого из валов присоединены к вспомогательной коробке передач при помощи громоздких зубчатых пар. Это не может быть осуществлено в современных газотурбинных двигателях, в которых эти зубчатые пары должны проходить через конструкционные плечи корпуса.
В патенте США №4776163 описан реактивный двигатель, в котором валы высокого давления и низкого давления могут поочередно приводить в действие вспомогательную коробку передач, к которой они присоединены посредством коаксиальных передаточных валов. Поскольку валы установлены коаксиально, они могут проходить вдоль общего конструкционного плеча. Однако, как можно видеть из чертежа в этом патенте, средство отбора мощности с роторов на конце валов является очень громоздким и требует значительного пространства на большом участке валов.
Современные газотурбинные двигатели не располагают такими объемами пространства для отбора мощности от роторов на концах передаточных валов. Более того, современные газотурбинные двигатели предназначены для отбора мощности лишь с ротора высокого давления, и следовательно, было бы желательно предложить отбор мощности и передаточное устройство для роторов низкого давления и высокого давления, которые могли бы быть установлены без значительных изменений в конструкции газотурбинного двигателя. Также необходимо в случае использования шестерен, прикрепленных к роторам, от которых отбирается мощность, соблюдать максимальные диаметры, определенные на основе максимальной периферийной скорости шестерни, которая приемлема для того, чтобы шестерни зацеплялись с определенным количеством скольжения. Например, максимальная разрешенная скорость на периферии шестерни отбора мощности, отбирающей мощность от ротора, может составлять порядка от 160 до 170 м/с. Также желательно установить устройство отбора мощности и передачи, которое имеет малые размеры и вес.
Поэтому настоящее изобретение относится к двухкаскадному газотурбинному двигателю, содержащему ротор высокого давления и ротор низкого давления, по меньшей мере, одну вспомогательную коробку передач, устройство привода, приводящее коаксиальные передаточные валы, которые передают движение вспомогательной коробке передач, характеризующемуся тем, что устройство привода содержит ведущую шестерню высокого давления, прикрепленную к ротору высокого давления вблизи его верхнего по потоку конца, ведущую шестерню низкого давления, прикрепленную к ротору низкого давления выше по потоку от ротора высокого давления, и блок отбора мощности в непосредственном зацеплении с ведущими шестернями, приводящий в движение передаточные валы.
На основании изобретения передаточные валы проходят коаксиально друг другу и, следовательно, проходят через одно плечо. Применение блока отбора мощности упрощает механизм, который может легко быть установлен на реактивном двигателе, заранее сконструированном для отбора мощности с вала высокого давления, просто при помощи добавления шестерни на вал низкого давления, блока отбора мощности и коаксиальных валов отбора мощности. Блок также, по определению, легко собирается до его установки в собранном состоянии на газотурбинный двигатель, тем самым облегчая сборку последнего.
Изобретение также относится к блоку отбора мощности для газотурбинного двигателя описанного выше типа, содержащему корпус и две шестерни отбора мощности, прикрепленные к концевым деталям, содержащимся в корпусе.
Изобретение дополнительно относится к способу сборки указанного газотурбинного двигателя, при котором: устанавливают ротор высокого давления; устанавливают блок отбора мощности; размещают передаточные валы в блоке отбора мощности и устанавливают ротор низкого давления.
Изобретение будет более понятно после прочтения нижеприведенного описания его предпочтительного воплощения, выполненного со ссылкой на один прилагаемый чертеж, на котором схематично показано сечение участка отбора мощности газотурбинного двигателя согласно настоящему изобретению.
Газотурбинный двигатель согласно изобретению представляет собой двухкаскадный газотурбинный двигатель, содержащий рабочие ротор 1 низкого давления и ротор 2 высокого давления, которые установлены с возможностью вращения вокруг оси 3 газотурбинного двигателя. Этот тип газотурбинных двигателей хорошо известен специалистам в данной области техники. Это может быть, например, реактивный двигатель или турбовинтовой двигатель. Фактически это может быть любой газотурбинный двигатель, содержащий компрессор и турбину, двухкаскадного типа, имеющий ступень низкого давления и ступень высокого давления. Внутренний и наружный, или внутри и снаружи, в описании следует понимать как внутренний или наружный, или внутри или снаружи, относительно газотурбинного двигателя, в радиальном направлении, относительно его оси 3.
Более подробно, газотурбинный двигатель функционально содержит от верхнего до нижнего по потоку конца в направлении прохода газа вентилятор, компрессор, двигатель внутреннего сгорания, турбину и реактивное сопло. Так как это двухкаскадный двигатель, он содержит компрессор низкого давления выше по потоку от компрессора высокого давления и турбину высокого давления выше по потоку от турбины низкого давления. Ротор вентилятора прикреплен к валу 4 компрессора низкого давления, который прикреплен к валу 5 турбины низкого давления. Таким образом, ротор 1 низкого давления содержит три элемента, соединенных друг с другом. Вал 5 турбины низкого давления входит коаксиально внутрь ротора 2 высокого давления, который представляет собой соединенные вместе вал компрессора высокого давления и вал турбины высокого давления. Нижний по потоку конец вала 4 компрессора низкого давления, прикрепленный к валу 5 турбины низкого давления, располагается выше по потоку от верхнего по потоку конца ротора 2 высокого давления. Вал 4 компрессора низкого давления коаксиально прикреплен к внешней стороне вала 5 турбины низкого давления. Уплотнение 6 располагается между нижним по потоку концом вала 4 компрессора низкого давления и верхним по потоку концом ротора 2 высокого давления для обеспечения уплотнения между участком на внешней стороне, погруженного в масляный туман, и участком на внутренней стороне, в котором, главным образом, циркулирует воздух.
Вал 4 компрессора низкого давления содержит вблизи его нижнего по потоку конца ведущую шестерню 7, которая будет называться ведущей шестерней 7 низкого давления. Эта ведущая шестерня 7 низкого давления располагается ниже по потоку от выходного подшипника 8 вала 4 компрессора низкого давления. Ротор 2 высокого давления содержит вблизи его верхнего по потоку конца ведущую шестерню 9, которая будет называться ведущей шестерней 9 высокого давления. Эта ведущая шестерня 9 высокого давления располагается выше по потоку от входного подшипника 10 ротора 2 высокого давления. Диаметр ведущей шестерни 7 низкого давления больше диаметра ведущей шестерни 9 высокого давления.
Газотурбинный двигатель содержит передаточный вал 11, который передает движение вала низкого давления и который будет называться передаточным валом 11 низкого давления, и передаточный вал 12, который передает движение вала высокого давления и который будет называться передаточным валом 12 высокого давления.
Передаточный вал 11 низкого давления и передаточный вал 12 высокого давления приводятся во вращательное движение блоком 29 отбора мощности от ведущей шестерни 7 низкого давления и ведущей шестерни 9 высокого давления.
Передаточный вал 12 высокого давления присоединен и прикреплен на его внутреннем конце к шестерне 13 отбора мощности блока 29 отбора мощности, которая будет называться шестерней 13 отбора мощности высокого давления, предназначенной для зацепления с ведущей шестерней 9 высокого давления. Передаточный вал 11 низкого давления присоединен и прикреплен на его внутреннем конце к шестерне 14 отбора мощности блока 29 отбора мощности, которая будет называться шестерней 14 отбора мощности низкого давления, предназначенной для зацепления с ведущей шестерней 7 низкого давления. Шестерня 14 отбора мощности низкого давления расположена коаксиально шестерне 13 отбора мощности высокого давления, имеет больший диаметр, чем последняя, и располагается снаружи относительно нее.
Каждая из шестерен отбора мощности, шестерня 13 высокого давления и шестерня 14 низкого давления, прикреплены к соответствующей концевой детали 15, 16 блока 29 отбора мощности, причем упомянутые концевые детали присоединены, соответственно, к валу 12 высокого давления и валу 11 низкого давления. Каждая концевая деталь 15, 16 содержит снаружи внутрь цилиндрический участок и усеченный конический участок, диаметр которого увеличивается в направлении внутрь. Соответствующая шестерня 13 или 14 отбора мощности высокого давления или низкого давления, соответственно, располагается на внутреннем конце усеченного конического участка и здесь составляет единое целое с поддерживающей ее концевой деталью 15, 16.
Между концевыми деталями 15, 16 установлен ряд подшипников, обеспечивающих вращение деталей 15, 16 и, соответственно, передаточных валов 12, 11 друг относительно друга либо в одну сторону, либо в противоположные стороны, в зависимости от того, как вращаются ротор 2 высокого давления и ротор 1 низкого давления. Здесь этот ряд подшипников содержит снаружи внутрь первый роликовый подшипник 17, шариковый подшипник 18, который также выполняет часть осевого расположения концевых деталей 15, 16 относительно друг друга, и второй роликовый подшипник 19, расположенный на внутреннем конце концевой детали 16 передаточного вала 11 низкого давления.
Внешний участок концевых деталей 15, 16, а именно тот участок этих деталей, который располагается снаружи относительно шестерен 13, 14 отбора мощности, помещен и удерживается в корпусе 20 блока 29 отбора мощности газотурбинного двигателя, который будет называться корпусом 20. Этот корпус 20 имеет трубчатую форму и проходит коаксиально концевым деталям 15, 16 и, следовательно, передаточным валам 12 и 11 высокого давления и низкого давления, соответственно; более подробно, он имеет полностью форму усеченного конуса, его диаметр увеличивается в направлении внутрь так, чтобы соответствовать форме концевых деталей 15, 16. Между концевой деталью 16 передаточного вала 11 низкого давления и корпусом 20 расположены два подшипника, шариковый подшипник 21, расположенный в направлении внешнего конца корпуса 20 и также выполняющий функцию осевого расположения концевой детали 16 относительно корпуса 20, и роликовый подшипник 22, расположенный с внутреннего конца корпуса 20.
Корпус 20 прикреплен к неподвижной конструкции газотурбинного двигателя при помощи фланцевого участка 23, имеющего верхний по потоку конец 24, сжимающий верхнюю по потоку внешнюю форму корпуса 20, проходящий в направлении вниз по потоку и имеющий колено 25, от которого начинается участок 26, проходящий поперечно оси 3 газотурбинного двигателя, причем участок 26 в этом примере прикреплен при помощи винтов к фланцу 27 неподвижной конструкции газотурбинного двигателя. Верхний по потоку участок 24 прикреплен к фланцу 28, выступающему из корпуса 20, на его нижней по потоку стороне, в данном случае при помощи винтов.
Таким образом, передаточные валы 11 и 12 низкого давления и высокого давления, соответственно, поддерживаются посредством корпуса 20, прикрепленного к неподвижной конструкции реактивного двигателя, причем концевые детали 16, 15 блока отбора мощности также являются защищенными. При этом они способны свободно вращаться вокруг своих осей.
Далее более подробно будет описан способ, при помощи которого собирается и работает блок 29 отбора мощности согласно изобретению. Блок 29 отбора мощности содержит шестерни 13 и 14 отбора мощности высокого давления и низкого давления соответственно, соответствующие концевые детали 15, 16 и корпус 20, совместно с соответствующими подшипниками 17, 18, 19, 21, 22.
Следует отметить, что общая конструкция газотурбинного двигателя, который выполнен с возможностью расположения устройства отбора мощности на валу высокого давления в продольном направлении, идентичного устройству согласно настоящему изобретению, слегка изменена посредством расположения устройств для привода передаточных валов 11, 12 настоящего изобретения, ввиду того, что все, что требуется - это всего лишь добавление ведущей шестерни 7 на ротор 1 низкого давления, блока 29 отбора мощности и двух коаксиальных передаточных валов 11, 12. Так как сборка является компактной, ее объем ограничен. Устройствами для привода передаточных валов 11, 12 являются ведущие шестерни 7 и 9 низкого давления и высокого давления, соответственно на валу 4 компрессора низкого давления и на валу 5 турбины низкого давления, и блок 29 отбора мощности.
При сборке газотурбинного двигателя прежде всего устанавливается ротор 2 высокого давления. Затем устанавливается корпус 20 блока 29 отбора мощности, который уже содержит концевые детали 15, 16 передаточных валов 12, 11 и все используемые подшипники 17, 18, 19, 21, 22, причем концевые детали 15, 16 на этом этапе сборки не прикрепляют к их соответствующим валам 12, 11. Другими словами, блок 29 отбора мощности предварительно собирают и устанавливают непосредственно «в сборе» на газотурбинный двигатель. Корпус 20 прикрепляют к фланцу 27 на неподвижной конструкции газотурбинного двигателя. При установке блока 29 шестерня 13 отбора мощности высокого давления концевой детали 15 передаточного вала 12 высокого давления будет зацепляться с ведущей шестерней 9 высокого давления ротора 2 высокого давления.
Затем передаточные валы 11, 12 устанавливаются в конструкционное плечо газотурбинного двигателя, через которое они проходят. В конкретном примере, рассматриваемом здесь, газотурбинный двигатель представляет собой реактивный двигатель, и передаточные валы 11, 12 проходят вдоль одного плеча так называемого промежуточного корпуса, хорошо известного специалистам в данной области техники, который представляет собой конструкционный корпус, образующий часть неподвижной конструкции реактивного двигателя, внешняя обшивка которого располагается в продолжении корпуса вентилятора, и к которой, как правило, присоединяются пилоны для крепления двигателя к самолету, движущей силой которого является реактивный двигатель. После установки передаточных валов 11, 12, они входят в зацепление со своими соответствующими концевыми деталями 16, 15, которые таким способом прикрепляются к ним, по меньшей мере, для вращения. В отдельном случае, рассматриваемом здесь, внешний участок концевой детали 15 передаточного вала 12 высокого давления содержит шпонку 31 на своей внешней периферии, с которой зацепляется шпонка 32 на внутреннем конце передаточного вала 12 высокого давления, и которая проходит от внутреннего участка этого трубчатого концевого участка. Оба эти элемента таким образом вращаются вместе. Подобным образом внешний участок концевой детали 16 передаточного вала 11 низкого давления, который является трубчатым, имеет шпонку 33, выступающую из его внутренней периферии, с которой зацепляется шпонка 34 на внутреннем конце передаточного вала 12 высокого давления, и которая проходит от внешнего участка этого трубчатого внутреннего концевого участка. Оба эти элемента таким образом вращаются вместе.
Ротор 1 низкого давления затем размещают в газотурбинный двигатель. При этом ведущая шестерня 7 низкого давления вала 4 компрессора низкого давления будет зацепляться с шестерней 14 отбора мощности низкого давления на концевой детали 16 передаточного вала 11 низкого давления.
Блок 29 отбора мощности, ротор 1 низкого давления и ротор 2 высокого давления и передаточные валы 11 и 12 низкого давления и высокого давления, соответственно, таким образом устанавливаются относительно друг друга, причем устройства привода передаточных валов 11, 12 располагаются правильным образом.
При работе газотурбинного двигателя ротор 1 низкого давления и ротор 2 высокого давления вращаются в одном или разных направлениях в зависимости от того, как выполнен газотурбинный двигатель. Их ведущие шестерни 7 и 9 низкого давления и высокого давления, соответственно, приводят во вращение шестерни 14 и 13 отбора мощности низкого давления и высокого давления блока 29 отбора мощности, и они приводят во вращение передаточный вал 11 низкого давления и передаточный вал 12 высокого давления через концевые детали 16, 15 и шпонки (31, 32), (33, 34). На своих внешних концах передаточные валы 11, 12 соединены с одной или несколькими вспомогательными коробками передач. Таким образом, каждый передаточный вал 11, 12 может приводить разные вспомогательные коробки передач, или, как вариант, валы 11, 12 соединены таким образом, чтобы приводить одну и ту же вспомогательную коробку передач. Для этого валы 11, 12 могут, например, приводить входы дифференциальной передачи, выход которой соединен с ведущим валом вспомогательной коробки передач, способом, хорошо известным специалистам в данной области техники.
Как показано на чертеже, ось 30 передаточных валов 11, 12 не расположена под прямым углом к оси 3 газотурбинного двигателя. Ведущие шестерни 7, 9 роторов 1, 2 и шестерни 14, 13 отбора мощности блока 29 отбора мощности конструкционно расположены соответствующим образом. В зависимости от выбранного воплощения эти шестерни могут представлять собой прямозубые, конические или другие шестерни, разработанные специалистами в данной области техники для обеспечения надлежащего отбора мощности. Угол, образованный здесь осью 30 передаточных валов 11, 12, зависит от того факта, что они представляют собой валы 11, 12, проходящие через конструкционное плечо, которое не полностью перпендикулярно области, в которой отбирается мощность, которая, опять-таки, соответствует участку, в котором располагаются верхний по потоку конец ротора 2 высокого давления и нижний по потоку конец вала 4 низкого давления.
На основании изобретения два передаточных вала 11, 12 являются коаксиальными, что означает, что они могут проходить через одно конструкционное плечо газотурбинного двигателя. Более того, блок 29 отбора мощности очень просто устанавливается, и передаточные валы 11 и 12 низкого давления и высокого давления, соответственно, легко вставляются в их соответствующие концевые детали 16, 15 так, чтобы приводиться во вращение от ротора 1 низкого давления и ротора 2 высокого давления. Диаметр ведущей шестерни 9 высокого давления ротора 2 высокого давления выбирается меньшим для соответствия допустимому пределу периферийных скоростей для зубьев шестерен, так чтобы движение могло передаваться с минимальным проскальзыванием. Больший диаметр ведущей шестерни 7 низкого давления допускается, так как ротор 1 низкого давления вращается с меньшей скоростью. Компактность блока 29 отбора мощности и устройств привода, как правило, приводит к минимизированному объему и массе.
Claims (9)
1. Двухкаскадный газотурбинный двигатель, содержащий ротор высокого давления и ротор низкого давления, по меньшей мере, одну вспомогательную коробку передач, устройство привода, приводящее коаксиальные передаточные валы, которые передают движение вспомогательной коробке передач, причем устройство привода содержит ведущую шестерню высокого давления, прикрепленную к валу ротора высокого давления вблизи его верхнего по потоку конца, и ведущую шестерню низкого давления, прикрепленную к валу ротора низкого давления выше по потоку от ротора высокого давления, отличающийся тем, что он содержит блок отбора мощности в непосредственном зацеплении с ведущими шестернями, приводящий в движение передаточные валы и содержащий корпус и две шестерни отбора мощности, прикрепленные к концевым деталям, содержащимся в корпусе, прикрепленном к неподвижной конструкции газотурбинного двигателя, при этом шестерня отбора мощности высокого давления находится в зацеплении с ведущей шестерней высокого давления, а шестерня отбора мощности низкого давления, коаксиальная с шестерней отбора мощности высокого давления, находится в зацеплении с ведущей шестерней низкого давления.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что передаточные валы установлены в блоке отбора мощности.
3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что передаточные валы зацеплены с концевыми деталями при помощи шпонок.
4. Газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, что передаточные валы зацеплены с концевыми деталями при помощи шпонок.
5. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что диаметр ведущей шестерни высокого давления меньше диаметра ведущей шестерни низкого давления.
6. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что ведущая шестерня высокого давления расположена выше по потоку от верхнего по потоку подшипника ротора высокого давления, а ведущая шестерня низкого давления расположена ниже по потоку от нижнего по потоку подшипника вала ротора низкого давления.
7. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что представляет собой реактивный двигатель, в котором передаточные валы проходят вдоль одного конструкционного плеча промежуточного корпуса.
8. Блок отбора мощности для газотурбинного двигателя по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что он содержит корпус и две шестерни отбора мощности, прикрепленные к концевым деталям, содержащимся в корпусе.
9. Способ сборки двухкаскадного газотурбинного двигателя, содержащего ротор высокого давления и ротор низкого давления, по меньшей мере, одну вспомогательную коробку передач, устройство привода, приводящее коаксиальные передаточные валы, которые передают движение вспомогательной коробке передач, причем устройство привода содержит ведущую шестерню высокого давления, прикрепленную к валу ротора высокого давления вблизи его верхнего по потоку конца, ведущую шестерню низкого давления, прикрепленную к валу ротора низкого давления выше по потоку от ротора высокого давления, и блок отбора мощности в непосредственном зацеплении с ведущими шестернями, приводящий в движение передаточные валы, отличающийся тем, что устанавливают ротор высокого давления, устанавливают блок отбора мощности, размещают передаточные валы в блоке отбора мощности и устанавливают ротор низкого давления.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0550412A FR2882096B1 (fr) | 2005-02-11 | 2005-02-11 | Turbomoteur a double corps avec des moyens de prise de mouvement sur les rotors basse pression et haute pression, module de prise de mouvement pour le turbomoteur et procede de montage du turbomoteur |
| FR0550412 | 2005-02-11 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006104060A RU2006104060A (ru) | 2007-09-27 |
| RU2418181C2 true RU2418181C2 (ru) | 2011-05-10 |
Family
ID=35005764
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006104060/06A RU2418181C2 (ru) | 2005-02-11 | 2006-02-10 | Двухкаскадный газотурбинный двигатель с устройством отбора мощности на роторах низкого давления и высокого давления, блок отбора мощности для газотурбинного двигателя и способ сборки газотурбинного двигателя |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7552591B2 (ru) |
| EP (1) | EP1701019B1 (ru) |
| JP (1) | JP4806267B2 (ru) |
| CN (1) | CN100554664C (ru) |
| CA (1) | CA2536129C (ru) |
| DE (1) | DE602006021088D1 (ru) |
| FR (1) | FR2882096B1 (ru) |
| RU (1) | RU2418181C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2788264C2 (ru) * | 2018-06-22 | 2023-01-17 | Сафран Эркрафт Энджинз | Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности |
Families Citing this family (68)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2892455B1 (fr) * | 2005-10-21 | 2008-01-04 | Hispano Suiza Sa | Dispositif d'entrainement de machines auxiliaires d'un turbomoteur a double corps |
| US7997085B2 (en) * | 2006-09-27 | 2011-08-16 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and method of assembling same |
| FR2907167B1 (fr) * | 2006-10-13 | 2011-11-18 | Snecma | Arbre d'entrainement de boitier a engrenages de machines auxiliaires d'un turboreacteur; machine auxiliaire supplementaire modulaire |
| US7832193B2 (en) * | 2006-10-27 | 2010-11-16 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
| US20080148881A1 (en) * | 2006-12-21 | 2008-06-26 | Thomas Ory Moniz | Power take-off system and gas turbine engine assembly including same |
| US7791235B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-09-07 | General Electric Company | Variable magnetic coupling of rotating machinery |
| US8015828B2 (en) * | 2007-04-03 | 2011-09-13 | General Electric Company | Power take-off system and gas turbine engine assembly including same |
| FR2917783B1 (fr) * | 2007-06-25 | 2013-04-12 | Snecma | Systeme de liaison d'arbre moteur avec ecrou auto-extracteur |
| FR2919896B1 (fr) | 2007-08-07 | 2009-10-30 | Snecma Sa | Turboreacteur comprenant un generateur de courant monte dans la soufflante et un procede de montage dudit generateur dans la soufflante |
| FR2920191B1 (fr) * | 2007-08-23 | 2013-11-22 | Snecma | Moteur a turbine a gaz avec moyen d'entrainement pour le boitier d'accessoires et procede de montage dudit moteur |
| US8333554B2 (en) * | 2007-11-14 | 2012-12-18 | United Technologies Corporation | Split gearbox and nacelle arrangement |
| US8881534B2 (en) * | 2008-12-29 | 2014-11-11 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine shaft coupler |
| US9816441B2 (en) * | 2009-03-30 | 2017-11-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with stacked accessory components |
| US8814502B2 (en) | 2011-05-31 | 2014-08-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Dual input drive AGB for gas turbine engines |
| US9938898B2 (en) | 2011-07-29 | 2018-04-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan bearing arrangement |
| US8943839B2 (en) | 2011-08-26 | 2015-02-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine generator switchable drive |
| US8723385B2 (en) | 2011-10-07 | 2014-05-13 | General Electric Company | Generator |
| US8723349B2 (en) | 2011-10-07 | 2014-05-13 | General Electric Company | Apparatus for generating power from a turbine engine |
| US8459038B1 (en) | 2012-02-09 | 2013-06-11 | Williams International Co., L.L.C. | Two-spool turboshaft engine control system and method |
| US20130232941A1 (en) * | 2012-03-07 | 2013-09-12 | Ge Aviation Systems Llc | Apparatus for extracting input power from the low pressure spool of a turbine engine |
| US9038399B2 (en) | 2012-09-04 | 2015-05-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Systems and methods for driving an oil cooling fan of a gas turbine engine |
| US9003638B2 (en) | 2013-03-11 | 2015-04-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of assembling an electromechanical device in a gas-turbine engine |
| US8829702B1 (en) | 2013-03-11 | 2014-09-09 | Pratt & Whitney Canada Corp | Gas turbine engine with internal electromechanical device |
| ITTO20130636A1 (it) * | 2013-07-29 | 2015-01-30 | Avio Spa | Scatola di trasmissione, e metodo di smontaggio per disaccoppiare un albero di azionamento in tale scatola di trasmissione |
| FR3020409B1 (fr) * | 2014-04-29 | 2020-10-23 | Snecma | Assemblage pour turbomachine d'aeronef, comprenant un boitier de prelevement de puissance mecanique a acces simplifie |
| US10487747B2 (en) | 2014-04-29 | 2019-11-26 | Safran Aircraft Engines | Modular assembly for a turbine engine |
| US10371055B2 (en) | 2015-02-12 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air using cooling compressor as starter |
| US10731560B2 (en) | 2015-02-12 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air |
| US11808210B2 (en) | 2015-02-12 | 2023-11-07 | Rtx Corporation | Intercooled cooling air with heat exchanger packaging |
| US10830148B2 (en) | 2015-04-24 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger |
| US10221862B2 (en) | 2015-04-24 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air tapped from plural locations |
| US10480419B2 (en) | 2015-04-24 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air with plural heat exchangers |
| US9611787B2 (en) | 2015-05-18 | 2017-04-04 | General Electric Company | Accessory apparatus and method of assembling accessories with a turbine engine |
| US10100739B2 (en) | 2015-05-18 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Cooled cooling air system for a gas turbine engine |
| US10794288B2 (en) | 2015-07-07 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled cooling air system for a turbofan engine |
| US10443508B2 (en) | 2015-12-14 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air with auxiliary compressor control |
| US10590854B2 (en) | 2016-01-26 | 2020-03-17 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine |
| GB201611104D0 (en) * | 2016-06-27 | 2016-08-10 | Rolls Royce Plc | Tip clearance control system |
| US10883424B2 (en) | 2016-07-19 | 2021-01-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-spool gas turbine engine architecture |
| US11415063B2 (en) | 2016-09-15 | 2022-08-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse-flow gas turbine engine |
| US11035293B2 (en) | 2016-09-15 | 2021-06-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow gas turbine engine with offset RGB |
| US10465611B2 (en) | 2016-09-15 | 2019-11-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow multi-spool gas turbine engine with aft-end accessory gearbox drivingly connected to both high pressure spool and low pressure spool |
| US10669940B2 (en) | 2016-09-19 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooled cooling air and turbine drive |
| US10550768B2 (en) | 2016-11-08 | 2020-02-04 | United Technologies Corporation | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine |
| US10794290B2 (en) | 2016-11-08 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine |
| US10815899B2 (en) | 2016-11-15 | 2020-10-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine accessories arrangement |
| RU2630927C1 (ru) * | 2016-12-29 | 2017-09-14 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Способ работы коробки двигательных агрегатов (КДА) двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРД) и КДА, работающая этим способом; способ работы насоса-регулятора КДА ТРД и насос-регулятор, работающий этим способом; способ работы форсажного насоса КДА ТРД -и форсажный насос, работающий этим способом; способ работы суфлёра центробежного КДА ТРД и суфлёр центробежный, работающий этим способом |
| US10961911B2 (en) | 2017-01-17 | 2021-03-30 | Raytheon Technologies Corporation | Injection cooled cooling air system for a gas turbine engine |
| US10590852B2 (en) | 2017-01-19 | 2020-03-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine dual towershaft accessory gearbox assembly with a transmission |
| US10422243B2 (en) | 2017-01-19 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine dual towershaft accessory gearbox and starter generator assembly |
| US10995673B2 (en) | 2017-01-19 | 2021-05-04 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooled cooling air and dual towershaft accessory gearbox |
| US10590853B2 (en) | 2017-01-19 | 2020-03-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine dual towershaft accessory gearbox assembly with a transmission |
| US10738709B2 (en) | 2017-02-09 | 2020-08-11 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-spool gas turbine engine |
| US10808624B2 (en) | 2017-02-09 | 2020-10-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine rotor with low over-speed requirements |
| US10746188B2 (en) | 2017-03-14 | 2020-08-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Inter-shaft bearing connected to a compressor boost system |
| US10577964B2 (en) | 2017-03-31 | 2020-03-03 | United Technologies Corporation | Cooled cooling air for blade air seal through outer chamber |
| US10502142B2 (en) | 2017-04-11 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine engine gearbox assembly with sets of inline gears |
| US10711640B2 (en) | 2017-04-11 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled cooling air to blade outer air seal passing through a static vane |
| US10738703B2 (en) | 2018-03-22 | 2020-08-11 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with combined features |
| US10830145B2 (en) | 2018-04-19 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air fleet management system |
| US10808619B2 (en) | 2018-04-19 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with advanced cooling system |
| US10718233B2 (en) | 2018-06-19 | 2020-07-21 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with low temperature bearing compartment air |
| FR3082875B1 (fr) | 2018-06-22 | 2020-07-03 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine d'aeronef a au moins deux corps et prelevement de puissance |
| US11255268B2 (en) | 2018-07-31 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with selective pressure dump |
| US11536153B2 (en) | 2018-08-08 | 2022-12-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turboshaft gas turbine engine |
| US20200256430A1 (en) | 2019-02-13 | 2020-08-13 | United Technologies Corporation | Angle accessory gearbox for gas turbine engine |
| US11215077B1 (en) * | 2020-08-17 | 2022-01-04 | Raytheon Technologies Corporation | Integral gear support and bearing damper pedestal |
| CN113294512B (zh) * | 2021-06-15 | 2022-08-19 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种采用面齿轮进行功率分流的航空发动机中央传动结构 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB973388A (en) | 1963-05-24 | 1964-10-28 | George Garnham Turner | Accessory power drive mechanism for a gas turbine engine |
| US4566269A (en) * | 1983-10-11 | 1986-01-28 | United Technologies Corporation | Jet engine removable support assembly |
| US4598600A (en) * | 1983-12-05 | 1986-07-08 | United Technologies Corporation | Bearing support structure |
| DE3622022A1 (de) * | 1986-07-01 | 1988-01-07 | Kloeckner Humboldt Deutz Ag | Gasturbinentriebwerk |
| JPS63159627A (ja) | 1986-11-03 | 1988-07-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 多重スプール型タービンエンジン用の差動式電力装置 |
| US5349814A (en) * | 1993-02-03 | 1994-09-27 | General Electric Company | Air-start assembly and method |
| GB9606546D0 (en) * | 1996-03-28 | 1996-06-05 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine system |
| US6058791A (en) * | 1998-03-19 | 2000-05-09 | Alliedsignal, Inc. | Accessory mechanical drive for a gas turbine engine |
| FR2824362B1 (fr) * | 2001-05-03 | 2003-09-05 | Snecma Moteurs | Agencement de montage de deux lignes d'arbre coaxiales |
| FR2826052B1 (fr) * | 2001-06-19 | 2003-12-19 | Snecma Moteurs | Dispositif de secours au rallumage d'un turboreacteur en autorotation |
| FR2863312B1 (fr) * | 2003-12-09 | 2008-07-04 | Snecma Moteurs | Turboreacteur a double corps avec moyen d'entrainement des machines accessoires |
| US7386983B2 (en) * | 2004-02-25 | 2008-06-17 | United Technologies Corporation | Apparatus for driving an accessory gearbox in a gas turbine engine |
-
2005
- 2005-02-11 FR FR0550412A patent/FR2882096B1/fr active Active
-
2006
- 2006-02-09 US US11/276,012 patent/US7552591B2/en active Active
- 2006-02-09 DE DE602006021088T patent/DE602006021088D1/de active Active
- 2006-02-09 EP EP06101476A patent/EP1701019B1/fr active Active
- 2006-02-10 JP JP2006033796A patent/JP4806267B2/ja active Active
- 2006-02-10 CA CA2536129A patent/CA2536129C/fr active Active
- 2006-02-10 RU RU2006104060/06A patent/RU2418181C2/ru active
- 2006-02-13 CN CNB2006100073794A patent/CN100554664C/zh active Active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2788264C2 (ru) * | 2018-06-22 | 2023-01-17 | Сафран Эркрафт Энджинз | Авиационный газотурбинный двигатель по меньшей мере с двумя корпусами и с отбором мощности |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2536129C (fr) | 2013-10-15 |
| RU2006104060A (ru) | 2007-09-27 |
| CN100554664C (zh) | 2009-10-28 |
| CN1840878A (zh) | 2006-10-04 |
| FR2882096B1 (fr) | 2012-04-20 |
| US7552591B2 (en) | 2009-06-30 |
| JP2006220153A (ja) | 2006-08-24 |
| FR2882096A1 (fr) | 2006-08-18 |
| CA2536129A1 (fr) | 2006-08-11 |
| EP1701019B1 (fr) | 2011-04-06 |
| US20060277920A1 (en) | 2006-12-14 |
| JP4806267B2 (ja) | 2011-11-02 |
| EP1701019A1 (fr) | 2006-09-13 |
| DE602006021088D1 (de) | 2011-05-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2418181C2 (ru) | Двухкаскадный газотурбинный двигатель с устройством отбора мощности на роторах низкого давления и высокого давления, блок отбора мощности для газотурбинного двигателя и способ сборки газотурбинного двигателя | |
| US20210363898A1 (en) | Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine | |
| RU2634982C2 (ru) | Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты) | |
| US8042341B2 (en) | Turbojet engine accessory gear box driveshaft; modular additional accessory | |
| US8814502B2 (en) | Dual input drive AGB for gas turbine engines | |
| US10526976B2 (en) | Tangential drive for gas turbine engine accessories | |
| US7351174B2 (en) | Twin turbo-shaft engine with accessory gearbox drive means | |
| JP2005513346A (ja) | オフセットされた駆動部を備えたガスタービンエンジン | |
| US10202904B2 (en) | System and apparatus for diversified gearbox | |
| RU2476701C2 (ru) | Газотурбинный двигатель со средствами приведения в движение зубчатых передач блока вспомогательного оборудования и способ монтажа такого двигателя | |
| CN104105638A (zh) | 具有高速低压涡轮部段的燃气涡轮发动机 | |
| JP2016537545A (ja) | ターボ機械用補機ギアボックス | |
| US10502142B2 (en) | Turbine engine gearbox assembly with sets of inline gears | |
| US11686253B2 (en) | Through-flow gas turbine engine with electric motor and electric generator | |
| CA2551904C (en) | Scavenge pump system and method | |
| US11326523B2 (en) | Gas turbine engine with accessory gearbox | |
| US11624319B2 (en) | Reverse-flow gas turbine engine with electric motor | |
| US20220235710A1 (en) | Triple flow aircraft turbomachine provided with a power transmission module | |
| US20230091328A1 (en) | Power transmission module for an aircraft turbomachine | |
| JP2021528589A (ja) | 少なくとも２つの本体と、動力引出手段を有する航空機のタービンエンジン |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |