RU2525038C2 - Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель - Google Patents

Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2525038C2
RU2525038C2 RU2012143796/06A RU2012143796A RU2525038C2 RU 2525038 C2 RU2525038 C2 RU 2525038C2 RU 2012143796/06 A RU2012143796/06 A RU 2012143796/06A RU 2012143796 A RU2012143796 A RU 2012143796A RU 2525038 C2 RU2525038 C2 RU 2525038C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
support
gearbox
gas turbine
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2012143796/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012143796A (ru
Inventor
Брайан П. СИГАЛ
Тодд А. ДЭВИС
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджис Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from US13/282,919 external-priority patent/US8366385B2/en
Application filed by Юнайтед Текнолоджис Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджис Корпорейшн
Publication of RU2012143796A publication Critical patent/RU2012143796A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2525038C2 publication Critical patent/RU2525038C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • 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
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • F05D2230/51—Building or constructing in particular ways in a modular way, e.g. using several identical or complementary parts or features
    • 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
    • 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
    • F05D2230/70—Disassembly methods
    • 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
    • F05D2230/72—Maintenance
    • 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
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing

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)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя, включает разборку его подшипникового отсека и осуществление доступа из передней части газотурбинного двигателя к редуктору, находящемуся в подшипниковом отсеке. По другому варианту способ технического обслуживания газотурбинного двигателя включает осуществление доступа из передней части переднего центрального узла к редуктору, приводимому в действие от низкоскоростного вала. Также объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий редуктор, опору переднего центрального узла и переднюю стенку. Редуктор установлен в заданной зоне вдоль оси двигателя. Опора расположена вокруг оси двигателя. Передняя стенка установлена на опоре переднего центрального узла с возможностью ее отделения от указанной опоры для обеспечения доступа к редуктору. Группа изобретений позволяет сократить время снятия редуктора. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к газотурбинному двигателю и, в частности, к его несущей (опорной) конструкции.
Уровень техники
Газотурбинные двигатели обычно содержат один или более роторных валов, которые передают мощность и вращательное движение от турбинной секции к компрессорной и вентиляторной секциям. Роторные валы имеют опоры, установленные в стационарной несущей конструкции, обычно состоящей из модулей в виде индивидуальных секций, которые соединяются посредством болтов, проводимых через соответствующие фланцы. Фланцевые соединения способны выдерживать различные нагрузки, передаваемые через стационарную конструкцию двигателя. При этом важной характеристикой газотурбинных двигателей являются легкость и скорость их обслуживания.
Раскрытие изобретения
Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя согласно одному из аспектов настоящего изобретения включает осуществление доступа из передней части газотурбинного двигателя к редуктору, находящемуся в подшипниковом отсеке двигателя.
При этом в неограничивающем варианте способа технического обслуживания газотурбинного двигателя разборка несущей части может включать отсоединение передней стенки от опоры переднего центрального узла. Дополнительно или альтернативно может обеспечиваться доступ из передней части двигателя к гибкой опоре, установленной в опоре переднего центрального узла и прикрепленной к редуктору. Дополнительно или альтернативно способ может включать отсоединение подшипникового блока от опоры переднего центрального узла. Кроме того, дополнительно или альтернативно передняя стенка может отсоединяться от выходного вала, приводимого во вращение через редуктор.
Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя согласно другому аспекту изобретения включает осуществление доступа из передней части переднего центрального узла двигателя к редуктору, приводимому в действие от низкоскоростного вала.
В дополнительном неограничивающем варианте любого из рассмотренных вариантов способа технического обслуживания газотурбинного двигателя вентилятор может быть механически связан с редуктором. В этом варианте вентилятор соответственно может отсоединяться от узла зубчатой передачи, содержащего редуктор.
Согласно другому неограничивающему варианту любого из рассмотренных способов предусматривается удаление крепежных элементов, находящихся в передней части переднего центрального узла, для отсоединения передней стенки от опоры переднего центрального узла. Дополнительно или альтернативно крепежные элементы могут быть установлены таким образом, чтобы обеспечить доступ к ним из передней части газотурбинного двигателя.
Газотурбинный двигатель согласно еще одному аспекту изобретения содержит опору переднего центрального узла, расположенную вокруг оси двигателя, и переднюю стенку, установленную на опоре переднего центрального узла с возможностью ее отделения от указанной опоры для обеспечения доступа к редуктору.
В неограничивающем варианте газотурбинного двигателя положение опоры переднего центрального узла задано относительно продольной оси двигателя.
В следующем своем неограничивающем варианте газотурбинный двигатель может содержать блок уплотнения, установленный на опоре переднего центрального узла.
В другом своем неограничивающем варианте газотурбинный двигатель может содержать подшипниковый блок, установленный на опоре переднего центрального узла, и низкоскоростной вал, выполненный с возможностью приводить редуктор в действие. Дополнительно или альтернативно опора переднего центрального узла может быть снабжена фланцем, стыкующимся с фланцем передней стенки.
Еще в одном своем неограничивающем варианте, совместимом с предыдущим вариантом, газотурбинный двигатель может содержать крепежные элементы, прикрепляющие фланец передней стенки к фланцу опоры переднего центрального узла, причем эти крепежные элементы могут быть установлены с возможностью доступа к ним из передней части двигателя.
В другом неограничивающем варианте, совместимом с любым из рассмотренных вариантов газотурбинного двигателя, передняя стенка может поддерживать подшипниковый блок, обеспечивающий опору для выходного вала, приводимого во вращение редуктором и выполненного с возможностью приведения во вращение вентилятора.
В следующем неограничивающем варианте, также совместимом с любым из рассмотренных вариантов газотурбинного двигателя, редуктор может приводить вентилятор во вращение со скоростью, отличной от скорости низкоскоростного вала.
Еще в одном неограничивающем варианте передний центральный узел может по меньшей мере частично формировать осевой контур двигателя.
Краткое описание чертежей
Особенности и свойства изобретения станут понятны специалистам из нижеследующего подробного описания неограничивающих вариантов изобретения, которые поясняются прилагаемыми чертежами.
На фиг.1 схематично, частично в продольном сечении показан газотурбинный двигатель.
На фиг.2 в продольном сечении, в увеличенном масштабе показан передний центральный узел газотурбинного двигателя по фиг.1.
На фиг.3 в продольном сечении, в еще более увеличенном масштабе показан узел зубчатой передачи газотурбинного двигателя.
На фиг.4 показаны, в перспективном изображении, компоненты переднего центрального узла.
На фиг.5 в перспективном изображении, в продольном разрезе показана опора переднего центрального узла.
На фиг.6 опора переднего центрального узла показана на частичном виде, в продольном сечении.
На фиг.7 опора переднего центрального узла показана в продольном сечении, с пространственным разделением компонентов.
На фиг.8 схематично иллюстрируется извлечение редуктора из газотурбинного двигателя.
Осуществление изобретения
На фиг.1 схематично показан газотурбинный двигатель 20. В представленном варианте он является двухвальным турбовентиляторным двигателем, который содержит вентиляторную секцию 22, секцию 24 компрессора, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Альтернативные варианты двигателя могут содержать также, в числе других систем и устройств, форсажную секцию (не изображена). Вентиляторная секция 22 направляет воздух во внешний контур, тогда как секция 24 компрессора нагнетает воздух во внутренний (осевой) контур, чтобы сжать его и подать в секцию 26 камеры сгорания, после чего происходит расширение газа в турбинной секции 28. Хотя в данном варианте газотурбинный двигатель является турбовентиляторным, должно быть понятно, что предлагаемые решения применимы не только в турбовентиляторных двигателях, а могут использоваться и в турбинных двигателях других типов.
Двигатель 20 содержит низкоскоростной вал 30 и высокоскоростной вал 32, установленные в подшипниковых узлах 38 с возможностью вращения относительно стационарной (статической) части 36 двигателя вокруг его центральной продольной оси А. Низкоскоростной вал 30 выполнен на основе внутреннего вала 40, который связывает вентилятор 42, компрессор 44 низкого давления и турбину 46 низкого давления. Чтобы приводить вентилятор 42 во вращение со скоростью, меньшей скорости низкоскоростного вала 30, внутренний вал 40 связан с вентилятором 42 посредством узла 48 зубчатой передачи. Высокоскоростной вал 32 выполнен на основе наружного вала 50, который связывает компрессор 52 высокого давления и турбину 54 высокого давления. Камера 56 сгорания расположена между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются соосными, причем они вращаются вокруг центральной продольной оси А двигателя, совпадающей с их продольными осями.
Воздух в осевом контуре подвергается сжатию компрессором 44 низкого давления, а затем компрессором 52 высокого давления, смешивается с топливом и сгорает вместе с ним в камере 56 сгорания. Затем продукты горения расширяются в турбине 54 высокого давления и в турбине 46 низкого давления, в результате чего турбины 46, 54 приводят во вращение низкоскоростной вал 30 и высокоскоростной вал 32 соответственно.
Главные валы 40, 50 двигателя поддерживаются в нескольких точках подшипниковыми узлами 38, установленными в стационарной части 36 двигателя. В одном неограничивающем варианте подшипниковой системы подшипниковый узел 38А одного из подшипников (подшипника №2) установлен в секции 24 компрессора.
Как показано на фиг, 2, стационарная часть 36 двигателя вблизи секции 24 компрессора имеет передний центральный узел 60, примыкающий к узлу 38А подшипника №2. Данный узел 60 содержит опору 62. Подшипниковый узел 38А подшипника №2 содержит блок 64 уплотнения, подшипниковый блок 66, гибкую опору 68 и центрирующую пружину 70.
Как показано на фиг.2 и 3, гибкая опора 68 обеспечивает гибкое (нежесткое) закрепление узла 48 зубчатой передачи, находящегося внутри опоры 62 переднего центрального узла (показанного также на фиг.4). Гибкая опора 68 реагирует на торсионные нагрузки со стороны узла 48 зубчатой передачи и, в дополнение к обычным функциям опоры, облегчает поглощение вибраций. Центрирующая пружина 70 (также проиллюстрированная на фиг.4) является, по существу, цилиндрическим конструктивным элементом в форме клетки с множеством продольных стержней, расположенных между концевыми фланцами. Центрирующая пружина 70 упруго позиционирует подшипниковый блок 66 относительно низкоскоростного вала 30. В одном варианте стержни пружины выполнены с двойной конусностью и расположены по окружности для возможности настройки радиальной жесткости пружины, которая может задаваться с учетом многих факторов, включая (не ограничиваясь ими) такие факторы, как нагрузка на подшипник, срок службы подшипника, динамические характеристики ротора и допустимые смещения ротора.
Опора 62 переднего центрального узла включает переднюю центральную секцию 72 и подшипниковую секцию 74, коаксиальные продольной оси. Между этими секциями находится промежуточная секция 76 в форме усеченного конуса (см. фиг.5). Передняя центральная секция 72 по меньшей мере частично определяет осевой контур в компрессоре 44 низкого давления. Более конкретно, эта секция 72 образует кольцевой канал для осевого потока, в котором находятся направляющие лопатки 72А, 72В переднего центрального узла. Подшипниковая секция 74 смещена радиально внутрь относительно передней центральной секции 72. В подшипниковой секции 74 находятся подшипниковый блок 66 и блок 64 уплотнения относительно низкоскоростного вала 30. Промежуточная секция 76 в форме усеченного конуса соединяет переднюю центральную секцию 72 и подшипниковую секцию 74 с образованием единой конструкции для восприятия нагрузки от подшипникового блока 66 до наружной периферии стационарной части 36 двигателя, по существу, не имеющей изломов или выступов, типичных для обычных фланцевых соединений. Эту промежуточную секцию можно выполнить со сварным швом W (см. фиг.5) или, альтернативно, цельной, так что вся опора 62 переднего центрального узла будет цельным компонентом.
Выполнение промежуточной секции 76, как цельной детали в форме усеченного конуса, облегчает получение конструкции с малым весом и уменьшенным количеством деталей при улучшенной способности настройки ее общей жесткости и обеспечении соответствия динамическим требованиям со стороны ротора. Данная конструкция позволяет, кроме того, интегрировать такие функции, как подача масла и воздуха в подшипниковый отсек, окружающий подшипниковый блок 66.
Как показано на фиг.6, опора 62 переднего центрального узла снабжена монтажными средствами для приема гибкой опоры 68. В одном неограничивающем варианте эти средства, имеющиеся на опоре 62 переднего центрального узла, включают шлиц 78 и обращенный внутрь крепежный выступ 80 на передней центральной секции 72. У гибкой опоры 68 имеются также соответствующий наружный выступ 82 и обращенный радиально наружу крепежный фланец 84. Гибкая опора 68 вводится в опору 62 переднего центрального узла в зоне шлицевого соединения 86, образованного шлицем 78 и выступом 82, и фиксируется в этом положении так, что крепежный фланец 84 упирается в крепежный выступ 80. В крепежный фланец 84 и в крепежный выступ 80 вводятся крепежные элементы 88, например болты, чтобы закрепить гибкую опору 68 на опоре 62 переднего центрального узла.
Как показано на фиг.7, крепежные элементы 88 ориентированы своими головками вперед, чтобы обеспечить доступ к ним с передней стороны переднего центрального узла 60, противоположной по отношению к подшипниковому блоку 66 подшипникового узла 38А. Благодаря такому расположению крепежные элементы 88 легко удаляются для получения доступа к редуктору 90 узла 48 зубчатой передачи.
К передней части опоры 62 переднего центрального узла позади вентилятора 42 прикреплена передняя стенка 102 таким образом, чтобы обеспечить доступ к узлу 48 зубчатой передачи со стороны передней части двигателя 20. У передней стенки 102 имеется фланец 103, прикрепляемый к фланцу 61 опоры 62 переднего центрального узла посредством крепежных элементов 105, которые в одном неограничивающем варианте являются болтами. Передняя стенка 102 и опора 62 переднего центрального узла ограничивают подшипниковый отсек 100 (показанный также на фиг.2), который связан с подшипниковым блоком 66. Передняя стенка 102 является съемной, что позволяет получить доступ к модулю редуктора 90. Возможность доступа к редуктору 90 может облегчить быстрое обслуживание двигателя в полете.
Должно быть понятно, что передняя стенка 102 может быть связана с различными опорными конструкциями 104 (схематично показанными и на фиг.2) и уплотнениями 106 (схематично показанными и на фиг.2), чтобы ограничить зону, доступную для масла, и обеспечить возможность вращения выходного вала 108. Выходной вал 108, связанный с узлом 48 зубчатой передачи, приводит во вращение вентилятор 42. Лопасти 42 В вентилятора отходят от диска 110 вентилятора, закрепленного на выходном валу 108 для совместного вращения с ним. Должно быть понятно, что опорные конструкции 104 и уплотнения 106 в рассматриваемом неограничивающем варианте могут быть извлечены заодно с передней стенкой 102 после того, как будет снят диск 110 вентилятора.
Редуктор 90 приводится в действие низкоскоростным валом 30 (фиг.1) через соединительный вал 112, который передает вращательный момент редуктору 90 через подшипниковый блок 66. Наличие этого вала способствует также разделению по вибрациям и другим кратковременным процессам. У соединительного вала 112 имеются передняя часть 114 и задняя часть 116, которая отходит от подшипникового блока 66. На передней части 114 соединительного вала выполнен выступ 118, который сопрягается со шлицем 120, выполненным на задней части 116 соединительного вала. Посредством выступа 122, имеющегося на задней части 116 соединительного вала, этот вал соединен с низкоскоростным валом 30. В данном варианте это соединение осуществляется сопряжением указанного выступа с соответствующим шлицем 124, выполненном на диске 126 компрессора 44 низкого давления.
Чтобы снять редуктор 90, отсоединяют диск 110 вентилятора от выходного вала 108. Затем удаляют крепежные элементы 105, отсоединяя переднюю стенку 102 от опоры 62 переднего центрального узла. После этого удаляют крепежные элементы 88 с передней стороны двигателя 20 и выдвигают узел 48 зубчатой передачи из опоры 62 переднего центрального узла вперед, так что выступ 118 выходит из шлица 120, а наружный выступ 82 - из внутреннего шлица 78. В результате узел 48 зубчатой передачи может быть извлечен из двигателя 20, как единый модуль (это схематично проиллюстрировано на фиг.8). Должно быть понятно, что для извлечения узла 48 зубчатой передачи из двигателя 20 может оказаться необходимой и разборка каких-то других компонентов, однако такая разборка относительно проста и не требует рассмотрения в контексте изобретения. Должно быть также понятно, что после описанных операций можно легко удалить с передней стороны двигателя и другие компоненты, такие как подшипниковый блок 66 и блок 64 уплотнения.
Описанный порядок снятия редуктора 90 (в составе узла зубчатой передачи) с передней стороны двигателя 20 дает значительную экономию времени и затрат. Узел 48 зубчатой передачи извлекается из двигателя 20, как единый модуль, так что его дальнейшая разборка не требуется. Кроме того, хотя узел 48 зубчатой передачи должен быть извлечен из двигателя, чтобы получить доступ к подшипниковому блоку 66 и к блоку 64 уплотнения, его удаления не требуется, если нужно получить доступ собственно к осевому каналу двигателя.
Должно быть понятно, что идентичные или сходные элементы имеют одни и те же обозначения на всех чертежах. Должно быть также понятно, что, хотя в описанном варианте представлено определенное взаимное расположение компонентов, в рамках изобретения возможны и другие их расположения.
Хотя был проиллюстрирован, описан и отражен в формуле изобретения определенный порядок операций, должно быть понятно, что если не оговорено обратное, данные операции могут выполняться, без выхода за границы изобретения, в любом порядке, как раздельно, так и в комбинации с другими операциями.
Хотя были описаны и представлены на чертежах конкретные компоненты, варианты изобретения не ограничиваются этими компонентами и их комбинациями. Возможны и другие комбинации этих компонентов или перенос признаков от одних компонентов к другим.
Соответственно, приведенное описание имеет иллюстративный, а не ограничительный характер. Специалисту в соответствующей области будет очевидно, что в описанные неограничивающие примеры могут быть внесены различные модификации и вариации, не выходящие за пределы изобретения, определяемые прилагаемой формулой. С учетом возможных вариантов осуществления изобретения его истинный объем может быть определен только в результате анализа прилагаемой формулы.

Claims (18)

1. Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя, включающий:
разборку его подшипникового отсека и
осуществление доступа из передней части газотурбинного двигателя к редуктору, находящемуся в подшипниковом отсеке.
2. Способ по п.1, в котором разборка подшипникового отсека включает отсоединение передней стенки от опоры переднего центрального узла.
3. Способ по п.2, который дополнительно включает осуществление доступа из передней части к гибкой опоре, установленной в опоре переднего центрального узла и прикрепленной к редуктору.
4. Способ по п.2, который дополнительно включает отсоединение подшипникового блока от опоры переднего центрального узла.
5. Способ по п.2, который дополнительно включает отсоединение передней стенки от выходного вала, приводимого во вращение через редуктор.
6. Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя, включающий осуществление доступа из передней части переднего центрального узла к редуктору, приводимому в действие от низкоскоростного вала.
7. Способ по п.6, который дополнительно включает отсоединение вентилятора, механически связанного с узлом зубчатой передачи.
8. Способ по п.6, который дополнительно включает удаление крепежных элементов, находящихся в передней части переднего центрального узла, для отсоединения передней стенки от опоры переднего центрального узла.
9. Газотурбинный двигатель, содержащий:
редуктор, установленный в заданной зоне вдоль оси двигателя;
опору переднего центрального узла, расположенную вокруг оси двигателя, и переднюю стенку, установленную на опоре переднего центрального узла с возможностью ее отделения от указанной опоры для обеспечения доступа к редуктору.
10. Двигатель по п.9, в котором положение опоры переднего центрального узла задано относительно продольной оси двигателя.
11. Двигатель по п.9, который дополнительно содержит блок уплотнения, установленный на опоре переднего центрального узла.
12. Двигатель по п.9, который дополнительно содержит подшипниковый блок, установленный на опоре переднего центрального узла, и низкоскоростной вал, выполненный с возможностью приводить редуктор в действие.
13. Двигатель по п.9, в котором опора переднего центрального узла снабжена фланцем, стыкующимся с фланцем передней стенки.
14. Двигатель по п.13, который дополнительно содержит крепежные элементы, прикрепляющие фланец передней стенки к фланцу опоры переднего центрального узла.
15. Двигатель по п.14, в котором крепежные элементы установлены с возможностью доступа к ним из передней части двигателя.
16. Двигатель по п.9, в котором передняя стенка поддерживает подшипниковый блок, обеспечивающий опору для выходного вала, приводимого во вращение редуктором и выполненного с возможностью приведения во вращение вентилятора.
17. Двигатель по п.9, в котором редуктор приводит вентилятор во вращение со скоростью, отличной от скорости низкоскоростного вала.
18. Двигатель по п.9, в котором передний центральный узел по меньшей мере частично формирует осевой контур двигателя.
RU2012143796/06A 2011-10-17 2012-10-15 Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель RU2525038C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201113275286A 2011-10-17 2011-10-17
US13/275,286 2011-10-17
US13/282,919 2011-10-27
US13/282,919 US8366385B2 (en) 2011-04-15 2011-10-27 Gas turbine engine front center body architecture

Related Child Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014120377A Division RU2669115C2 (ru) 2011-10-17 2012-10-15 Газотурбинный двигатель, способ его частичной разборки и способ поддерживания его первого ротора
RU2014120376A Division RU2669120C2 (ru) 2011-10-17 2012-10-15 Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012143796A RU2012143796A (ru) 2014-04-20
RU2525038C2 true RU2525038C2 (ru) 2014-08-10

Family

ID=47002769

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014120376A RU2669120C2 (ru) 2011-10-17 2012-10-15 Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель
RU2012143796/06A RU2525038C2 (ru) 2011-10-17 2012-10-15 Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель
RU2014120377A RU2669115C2 (ru) 2011-10-17 2012-10-15 Газотурбинный двигатель, способ его частичной разборки и способ поддерживания его первого ротора

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014120376A RU2669120C2 (ru) 2011-10-17 2012-10-15 Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014120377A RU2669115C2 (ru) 2011-10-17 2012-10-15 Газотурбинный двигатель, способ его частичной разборки и способ поддерживания его первого ротора

Country Status (2)

Country Link
EP (2) EP3779130A1 (ru)
RU (3) RU2669120C2 (ru)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3779130A1 (en) * 2011-10-17 2021-02-17 Raytheon Technologies Corporation Method of servicing a gas turbine engine and gas turbine engine front center body architecture
CN112677084B (zh) * 2020-11-19 2022-06-07 西安交通大学 一种可实现航空发动机高压组合转子快速精准装配的夹具

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US6223616B1 (en) * 1999-12-22 2001-05-01 United Technologies Corporation Star gear system with lubrication circuit and lubrication method therefor
RU2217288C2 (ru) * 2002-02-11 2003-11-27 Азово-Черноморская государственная агроинженерная академия Способ ремонта подшипникового узла
RU2276000C1 (ru) * 2004-11-22 2006-05-10 Азово-Черноморская государственная агроинженерная академия Способ ремонта подшипникового узла
EP2339146A1 (en) * 2009-12-22 2011-06-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4744214A (en) * 1987-06-29 1988-05-17 United Technologies Corporation Engine modularity
DE19643336C2 (de) * 1996-10-21 2002-03-28 Rolls Royce Deutschland Verfahren zum Demontieren des stirnseitigen Lagergehäuses oder ND-Verdichter-Wellenteiles eines Flugtriebwerkes
US7955046B2 (en) * 2007-09-25 2011-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine front architecture modularity
US8672801B2 (en) * 2009-11-30 2014-03-18 United Technologies Corporation Mounting system for a planetary gear train in a gas turbine engine
US20120260669A1 (en) * 2011-04-15 2012-10-18 Davis Todd A Front centerbody support for a gas turbine engine
US8366385B2 (en) * 2011-04-15 2013-02-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
EP3779130A1 (en) * 2011-10-17 2021-02-17 Raytheon Technologies Corporation Method of servicing a gas turbine engine and gas turbine engine front center body architecture

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US6223616B1 (en) * 1999-12-22 2001-05-01 United Technologies Corporation Star gear system with lubrication circuit and lubrication method therefor
RU2217288C2 (ru) * 2002-02-11 2003-11-27 Азово-Черноморская государственная агроинженерная академия Способ ремонта подшипникового узла
RU2276000C1 (ru) * 2004-11-22 2006-05-10 Азово-Черноморская государственная агроинженерная академия Способ ремонта подшипникового узла
EP2339146A1 (en) * 2009-12-22 2011-06-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2669115C2 (ru) 2018-10-08
RU2012143796A (ru) 2014-04-20
RU2014120376A (ru) 2015-11-27
EP3779130A1 (en) 2021-02-17
EP2584154A2 (en) 2013-04-24
RU2014120377A (ru) 2015-11-27
EP2584154B8 (en) 2020-10-28
RU2669120C2 (ru) 2018-10-08
EP2584154B1 (en) 2020-09-09
EP2584154A3 (en) 2016-11-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8366385B2 (en) Gas turbine engine front center body architecture
RU2522344C2 (ru) Газотурбинный двигатель и способ разборки передней части конструкции газотурбинного двигателя
RU2674098C1 (ru) Модульный двигатель, такой как турбореактивный двигатель, с редуктором скорости
RU2688073C2 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
US10422341B2 (en) Front enclosure which is sealed during the modular dismantling of a turbojet with reduction gear
JP5650181B2 (ja) ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンの前方構造体の分解方法
US8915702B2 (en) Gas turbine engine front center body architecture
US20200284197A1 (en) Gas turbine engine front center body architecture
CA2789465C (en) Gas turbine engine front center body architecture
EP4163475A1 (en) Rotor assembly for a gas turbine engine and method for assembling same
RU2525038C2 (ru) Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель
US20230272745A1 (en) Gas turbine engine front center body architecture
US12000338B2 (en) Electric machine within a turbine engine
US12065974B2 (en) Double splined coupling for a turbine engine
US20220003354A1 (en) Gas turbine engine casing arrangement
WO2013130373A1 (en) Gas turbine engine front center body architecture

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner