RU2635014C2 - Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты) - Google Patents

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты) Download PDF

Info

Publication number
RU2635014C2
RU2635014C2 RU2012123452A RU2012123452A RU2635014C2 RU 2635014 C2 RU2635014 C2 RU 2635014C2 RU 2012123452 A RU2012123452 A RU 2012123452A RU 2012123452 A RU2012123452 A RU 2012123452A RU 2635014 C2 RU2635014 C2 RU 2635014C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gear
transverse stiffness
gear system
less
fan shaft
Prior art date
Application number
RU2012123452A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012123452A (ru
Inventor
Майкл Е. МАККУН
Джейсон ХАЗБЭНД
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=47045705&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2635014(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2012123452A publication Critical patent/RU2012123452A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2635014C2 publication Critical patent/RU2635014C2/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
    • 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
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F01D25/164—Flexible supports; Vibration damping means associated with the bearing
    • 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
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/12—Combinations with mechanical gearing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H1/00—Toothed gearings for conveying rotary motion
    • F16H1/28—Toothed gearings for conveying rotary motion with gears having orbital motion
    • F16H1/48—Special means compensating for misalignment of axes, e.g. for equalising distribution of load on the face width of the teeth
    • 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
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/501—Elasticity

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • General Details Of Gearings (AREA)

Abstract

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы. Поперечная жесткость (KFS) гибкой несущей конструкции и поперечная жесткость (KIC) входного узла составляют менее 20% поперечной жесткости (Kframe) рамы. Поперечная жесткость (KFS) гибкой несущей конструкции составляет менее 8% поперечной жесткости (KGM) зоны зубчатого зацепления между солнечной шестерней и планетарными шестернями зубчатой системы, а поперечная жесткость (KIC) входного узла составляет менее 5% поперечной жесткости (KGM) указанной зоны зубчатого зацепления. Достигается предотвращение потерь эффективности и сокращения срока службы приводной конструкции и газотурбинного двигателя в целом. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники
Применительно к газотурбинным двигателям, когда необходима понижающая передача, вращающий момент от энергетической установки обычно прикладывается к центральной (солнечной) шестерне, внешняя кольцевая шестерня обычно является стационарной, а водило планетарных шестерен вращается в том же направлении, что и солнечная шестерня, обеспечивая получение выходного крутящего момента при уменьшенной скорости вращения. В планетарных передачах с неподвижным водилом выходной вал приводится во вращение кольцевой шестерней в направлении, противоположном направлению вращения солнечной шестерни.
Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является приводная конструкция для газотурбинного двигателя, предложенная в патентной заявке US 2010105516 А1, МПК А16Н 57/08, 29.04.2011, принадлежащей заявителю настоящего изобретения. Известная приводная конструкция содержит вал вентилятора; раму, поддерживающую этот вал, который приводится во вращение посредством эпициклической зубчатой системы; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.
Во время полета легкие элементы конструкции отклоняются под действием нагрузок, связанных с маневрированием, что приводит к существенному изгибу в поперечном направлении, известному как структурный изгиб двигателя. Такой изгиб может привести в известной конструкции к тому, что ось вращения солнечной или планетарной шестерни перестанет быть параллельной центральной оси. В результате возможно рассогласование подшипников скольжения в составе зубчатой передачи и находящихся в зацеплении зубьев. Такое рассогласование может привести к потерям в эффективности и к сокращению срока службы ввиду роста концентрации напряжений.
Раскрытие изобретения
Соответственно, изобретение направлено на устранение опасности указанного рассогласования, т.е. на предотвращение потерь эффективности и сокращения срока службы приводной конструкции и газотурбинного двигателя в целом.
Приводная конструкция на основе зубчатой системы передач для газотурбинного двигателя согласно одному аспекту изобретения содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую этот вал; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.
Согласно изобретению для компонентов приводной конструкции задаются определенные соотношения между их значениями поперечной жесткости, т.е. жесткости в направлении, перпендикулярном продольной оси двигателя (синонимом термина "поперечная жесткость" является термин "боковая жесткость").
Более конкретно, в первом варианте приводной конструкции и поперечная жесткость гибкой несущей конструкции, и поперечная жесткость входного узла составляют менее 20% поперечной жесткости рамы.
В описанном варианте приводной конструкции для газотурбинного двигателя рама и гибкая несущая конструкция могут быть установлены на статической конструкции, конкретно, на статической конструкции в составе газотурбинного двигателя. Дополнительно или альтернативно, гибкая несущая конструкция может быть установлена на переднюю центральную часть корпуса газотурбинного двигателя. Дополнительно или альтернативно, гибкая несущая конструкция может быть связана с водилом планетарных шестерен зубчатой системы.
Дополнительно или альтернативно, входной узел может быть связан с солнечной шестерней зубчатой системы. Кроме того, вал вентилятора может быть связан с кольцевой шестерней зубчатой системы. Дополнительно или альтернативно, зубчатая система может быть планетарной системой со стационарным водилом.
Гибкая несущая конструкция может быть связана с кольцевой шестерней зубчатой системы, тогда как входной узел может быть связан с солнечной шестерней зубчатой системы, а вал вентилятора может быть связан с водилом планетарных шестерен зубчатой системы. При этом зубчатая система может быть планетарной системой.
Еще в одной модификации описанного варианта приводной конструкции входной узел может приводиться во вращение низкоскоростным валом.
В следующей модификации данного варианта приводной конструкции поперечная жесткость гибкой несущей конструкции и/или поперечная жесткость входного узла могут составлять менее 11% поперечной жесткости рамы.
Еще в одной модификации описанного варианта приводной конструкции и поперечная жесткость гибкой несущей конструкции, и поперечная жесткость входного узла могут составлять менее 11% поперечной жесткости рамы.
Согласно другому аспекту изобретения приводная конструкция на основе зубчатой системы передач для газотурбинного двигателя содержит вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, в которой обеспечивается зубчатое зацепление и которая выполнена с возможностью приведения во вращение вала вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.
При этом поперечная жесткость гибкой несущей конструкции составляет менее 8% поперечной жесткости зоны зубчатого зацепления между солнечной шестерней и планетарными шестернями зубчатой системы, а поперечная жесткость входного узла составляет менее 5% поперечной жесткости указанной зоны зубчатого зацепления.
В модификации этого варианта приводной конструкции поперечная жесткость кольцевой шестерни зубчатой системы может составлять менее 20% или менее 12% поперечной жесткости указанной зоны зубчатого зацепления.
Еще в одной модификации описанного варианта приводной конструкции поперечная жесткость подшипника скольжения, поддерживающего планетарную шестерню зубчатой системы, может быть меньше или равна поперечной жесткости указанной зоны зубчатого зацепления.
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, в продольном разрезе показан газотурбинный двигатель.
На фиг. 2 в увеличенном масштабе, в разрезе показана часть газотурбинного двигателя, чтобы проиллюстрировать зубчатую систему привода вентилятора (ЗСПВ).
На фиг. 3 схематично показана гибкая несущая конструкция для первого неограничивающего варианта ЗСПВ.
На фиг. 4 схематично показана гибкая несущая конструкция для другого неограничивающего варианта ЗСПВ.
На фиг. 5 схематично показана гибкая несущая конструкция для неограничивающего варианта ЗСПВ с планетарной передачей со стационарным водилом.
На фиг. 6 схематично показана гибкая несущая конструкция для другого неограничивающего варианта ЗСПВ с планетарной передачей.
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, таких как трехвальный газотурбинный двигатель и двигатель с вентилятором внешнего контура без обтекателя.
Двигатель 20 содержит низкоскоростной вал 30 и высокоскоростной вал 32, установленные в подшипниковых системах 38А-38С с возможностью вращения относительно стационарной (статической) части 36 двигателя вокруг его центральной продольной оси А. Должно быть понятно, что, альтернативно или дополнительно, в различных зонах могут иметься и другие подшипниковые системы 38.
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 зубчатой системы 48 передач. 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 канале 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.
Как схематично проиллюстрировано на фиг. 2, зубчатая система 48 передач содержит зубчатую систему 60 привода вентилятора (ЗСПВ), приводимую в действие низкоскоростным валом 30 через входной узел 62. Этот узел передает крутящий момент низкоскоростного вала 30 зубчатой системе 48 передач и облегчает взаимную изоляцию этих частей от вибраций и других кратковременных воздействий. В рассматриваемом неограничивающем варианте ЗСПВ 60 может содержать эпициклическую зубчатую систему, которая может являться, например, планетарной передачей или планетарной передачей со стационарным водилом.
Входной узел 62 может содержать шпоночную канавку 64, связанную посредством шпонки 66 с солнечной шестерней 68 в составе ЗСПВ 60. Шестерня 68 находится в зацеплении с планетарными шестернями 70 (представленными на фиг. 2 одной такой шестерней). Каждая планетарная шестерня 70 установлена, с возможностью вращения, в соответствующем подшипнике 75 скольжения водила 72. Вращательное движение солнечной шестерни 68 заставляет каждую планетарную шестерню 70 вращаться вокруг соответствующей продольной оси Р.
Каждая планетарная шестерня 70 находится также в зацеплении с вращающейся кольцевой шестерней 74, которая механически связана с валом 76 вентилятора. Поскольку планетарные шестерни 70 взаимодействуют как с кольцевой шестерней 74, так и с вращающейся солнечной шестерней 68, планетарные шестерни 70, вращаясь вокруг своих осей, приводят кольцевую шестерню 74 во вращение вокруг оси А двигателя. Вращение кольцевой шестерни 74 через вал 76 вентилятора передается вентилятору 42 (см. фиг. 1), чтобы привести его во вращение со скоростью, меньшей скорости низкоскоростного вала 30. Должно быть понятно, что описанная зубчатая система 48 передач соответствует лишь одному неограничивающему варианту и что возможны и другие альтернативные зубчатые системы передач.
На фиг. 3 показана гибкая конструкция 78, несущая водило 72 планетарной шестерни и служащая, тем самым, по меньшей мере частичной опорой для ЗСПВ 60А по отношению к статической конструкции 36, такой как передняя центральная часть корпуса, для облегчения взаимной изоляции в отношении вибраций и других кратковременных процессов. Должно быть понятно, что различные конструкции корпусов газотурбинных двигателей могут содержать гибкую несущую конструкцию 78 в качестве альтернативы или дополнения к статической конструкции. Как уже отмечалось, термин "поперечная" в контексте описания соответствует направлению, перпендикулярному оси вращения А (продольной оси двигателя) и обеспечивающему поглощение поперечных (боковых) отклонений, которые могут быть приложены к ЗСПВ 60.
Статическая конструкция 36 может содержать статический компонент в форме рамы 82, несущий подшипниковые системы (опоры) 38А, 38В номер 1 и 1.5 соответственно и далее именуемый рамой. В рассматриваемом примере данный несущий компонент (рама) определяет опорное значение поперечной жесткости Kframe для этого неограничивающего варианта.
В данном варианте значения поперечной жесткости (KFS; KIC) гибкой несущей конструкции 78 и входного узла 62 соответственно составляют менее 11% поперечной жесткости Kframe. Таким образом, поперечная жесткость всего ЗСПВ 60 определяется данным соотношением.
На фиг. 4 представлен другой неограничивающий вариант ЗСПВ 60В, который содержит гибкую несущую конструкцию 78', поддерживающую, с возможностью вращения, кольцевую шестерню 74'. Вал 76' вентилятора приводится во вращение водилом 72' планетарных шестерен в составе схематично проиллюстрированной планетарной системы, которая в остальном, по существу, совпадает с системой по фиг. 3.
Фиг. 5 схематично иллюстрирует соотношение поперечных жесткостей внутри ЗСПВ 60С (для системы с планетарной архитектурой при стационарном водиле). Поперечная жесткость (KIC) входного узла 62, поперечная жесткость (KFS) гибкой несущей конструкции 78, поперечная жесткость (KRG) кольцевой шестерни 74 и поперечная жесткость (KJB) подшипника 75 скольжения планетарной шестерни определяются относительно поперечной жесткости (KGM) зоны зубчатого зацепления между солнечной шестерней 68 и планетарными шестернями 70 зубчатой системы..
Таким образом, опорным (исходным) параметром в пределах ЗСПВ 60 является поперечная жесткость (KGM) указанной зоны зубчатого зацепления, причем статический компонент 82' жестко поддерживает вал 76 вентилятора. Более конкретно, вал 76 вентилятора поддерживается подшипниковыми системами 38А, 38В, которые, по существу, жестко поддерживаются статическим компонентом 82'. Поперечная жесткость (KJB) может задаваться механическим образом, например жесткостью подшипника 75 скольжения планетарной шестерни, а поперечная жесткость (KRG) кольцевой шестерни 74 может задаваться механическим образом, например геометрией выступающих частей 74L, 74R этой шестерни (см. фиг. 2).
В рассматриваемом неограничивающем варианте поперечная жесткость (KRG) кольцевой шестерни 74 составляет менее 12% поперечной жесткости (KGM) зоны зубчатого зацепления; поперечная жесткость (KFS) гибкой несущей конструкции 78 составляет менее 8% поперечной жесткости (KGM) указанной зоны; поперечная жесткость (KJB) подшипника 75 скольжения планетарной шестерни меньше или равна поперечной жесткости (KGM) указанной зоны; а поперечная жесткость (KIC) входного узла 62 составляет менее 5% поперечной жесткости (KGM) данной зоны.
Фиг. 6 схематично иллюстрирует другой неограничивающий вариант соотношения поперечных жесткостей внутри ЗСПВ 60D (для системы с планетарной архитектурой, которая в других отношениях совпадает с архитектурой системы по фиг. 5).
Должно быть понятно, что допустимы и комбинации приведенных соотношений поперечной жесткости. Поперечная жесткость каждого из конструктивных компонентов легко поддается измерению по сравнению с жесткостью пленок и шпонок, определение жесткости которых может оказаться довольно сложным.
Гибкость несущей конструкции, предусмотренная с целью учесть взаимное смещение осей при расчетных нагрузках, позволяет понизить расчетные нагрузки на ЗСПВ более чем на 17% и благодаря этому уменьшить общий вес двигателя. Гибкая установка облегчает регулировку системы, что увеличивает ее срок службы и надежность. Поперечная гибкость несущей конструкции и входного узла делает ЗСПВ вместе с валом вентилятора, по существу, "плавающими" при маневрировании. Благодаря этому: (а) передача крутящего момента посредством вала вентилятора, входного узла и гибкой несущей конструкции остается постоянной в процессе маневрирования; (b) поперечные нагрузки на вал вентилятора, возникающие при маневрировании (которые потенциально могли бы привести к рассогласованию зубчатых зацеплений и к повреждению зубьев), эффективно воспринимаются компонентом "K-репер", несущим подшипники номер 1 и 1.5, а (с) гибкая несущая конструкция и входной узел способны передавать небольшие поперечные нагрузки внутри ЗСПВ. Параметры шпонок, жесткость зубьев шестерен, подшипники скольжения и элементы кольцевой шестерни выбираются в процессе конструирования таким образом, чтобы минимизировать вариации нагрузки на зубья шестерен в процессе маневрирования. Другие точки соединения с ЗСПВ (связи с турбиной и с корпусом) также обладают гибкостью. Коэффициенты жесткости этих компонентов задаются по результатам анализа и уточняются в ходе стендовых и полетных испытаний таким образом, чтобы изолировать зубчатые передачи от нагрузок со стороны двигателя при маневрировании. Кроме того, коэффициент жесткости подшипника скольжения планетарной шестерни также может быть задан из условия обеспечения гибкости системы.
Легко видеть, что идентичные или аналогичные компоненты имеют на различных чертежах одинаковые обозначения. Должно быть также понятно, что, в дополнение к конкретному расположению и выполнению компонентов, соответствующим проиллюстрированному варианту, возможны и иные их расположения и выполнения.
Представленное описание имеет иллюстративный характер и не вносит никаких ограничений. Хотя в нем представлены конкретные неограничивающие варианты, специалисту в данной области, в свете приведенных данных, будет очевидна возможность различных модификаций и вариаций, не выходящих за границы прилагаемой формулы изобретения. Другими словами, определяемый формулой объем изобретения охватывает, помимо описанных, и другие варианты его осуществления, т.е. границы изобретения определяются только прилагаемой формулой.

Claims (31)

1. Приводная конструкция для газотурбинного двигателя, содержащая:
вал вентилятора;
раму, поддерживающую вал вентилятора;
зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора;
гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и
входной узел зубчатой системы,
при этом и поперечная жесткость (KFS) гибкой несущей конструкции, и поперечная жесткость (KIC) входного узла составляют менее 20% поперечной жесткости (Kframe) рамы.
2. Конструкция по п. 1, в которой рама и гибкая несущая конструкция установлены на статической конструкции.
3. Конструкция по п. 1, в которой рама и гибкая несущая конструкция установлены на статической конструкции в составе газотурбинного двигателя.
4. Конструкция по п. 1, в которой рама и гибкая несущая конструкция установлены на переднюю центральную часть корпуса газотурбинного двигателя.
5. Конструкция по п. 1, в которой гибкая несущая конструкция связана с водилом планетарных шестерен зубчатой системы.
6. Конструкция по п. 5, в которой входной узел связан с солнечной шестерней зубчатой системы.
7. Конструкция по п. 6, в которой вал вентилятора связан с кольцевой шестерней зубчатой системы.
8. Конструкция по п. 7, в которой зубчатая система является планетарной системой со стационарным водилом.
9. Конструкция по п. 1, в которой гибкая несущая конструкция связана с кольцевой шестерней зубчатой системы.
10. Конструкция по п. 9, в которой входной узел связан с солнечной шестерней зубчатой системы.
11. Конструкция по п. 10, в которой вал вентилятора связан с водилом планетарных шестерен зубчатой системы.
12. Конструкция по п. 11, в которой зубчатая система является планетарной системой.
13. Конструкция по п. 1, дополнительно содержащая низкоскоростной вал, приводящий во вращение входной узел.
14. Конструкция по п. 1, в которой поперечная жесткость (KFS) гибкой несущей конструкции и/или поперечная жесткость (KIC) входного узла составляют менее 11% поперечной жесткости (Kframe) рамы.
15. Конструкция по п. 1, в которой и поперечная жесткость (KFS) гибкой несущей конструкции, и поперечная жесткость (KIC) входного узла составляют менее 11% поперечной жесткости (Kframe) рамы.
16. Приводная конструкция для газотурбинного двигателя, содержащая:
вал вентилятора;
раму, поддерживающую вал вентилятора;
зубчатую систему, в которой обеспечивается зубчатое зацепление и которая выполнена с возможностью приведения во вращение вала вентилятора;
гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и
входной узел зубчатой системы, при этом
поперечная жесткость (KFS) гибкой несущей конструкции составляет менее 8% поперечной жесткости (KGM) зоны зубчатого зацепления между солнечной шестерней и планетарными шестернями зубчатой системы, а поперечная жесткость (KIC) входного узла составляет менее 5% поперечной жесткости (KGM) указанной зоны зубчатого зацепления.
17. Конструкция по п. 16, в которой поперечная жесткость (KRG) кольцевой шестерни зубчатой системы составляет менее 20% поперечной жесткости (KGM) указанной зоны зубчатого зацепления.
18. Конструкция по п. 16, в которой поперечная жесткость (KRG) кольцевой шестерни зубчатой системы составляет менее 12% поперечной жесткости (KGM) указанной зоны зубчатого зацепления.
19. Конструкция по п. 16, в которой поперечная жесткость (KJB) подшипника скольжения, поддерживающего планетарную шестерню зубчатой системы, меньше или равна поперечной жесткости (KGM) указанной зоны зубчатого зацепления.
RU2012123452A 2011-06-08 2012-06-07 Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты) RU2635014C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201161494453P 2011-06-08 2011-06-08
US61/494,453 2011-06-08
US13/342,508 US8297916B1 (en) 2011-06-08 2012-01-03 Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US13/342,508 2012-01-08

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012123452A RU2012123452A (ru) 2013-12-20
RU2635014C2 true RU2635014C2 (ru) 2017-11-08

Family

ID=47045705

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012123451A RU2634982C2 (ru) 2011-06-08 2012-06-07 Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты)
RU2012123452A RU2635014C2 (ru) 2011-06-08 2012-06-07 Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты)

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012123451A RU2634982C2 (ru) 2011-06-08 2012-06-07 Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты)

Country Status (4)

Country Link
US (2) US8297917B1 (ru)
EP (6) EP3690200A1 (ru)
CN (2) CN102817717B (ru)
RU (2) RU2634982C2 (ru)

Families Citing this family (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8128021B2 (en) 2008-06-02 2012-03-06 United Technologies Corporation Engine mount system for a turbofan gas turbine engine
US20140174056A1 (en) 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US9133729B1 (en) 2011-06-08 2015-09-15 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9523422B2 (en) 2011-06-08 2016-12-20 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
US20150345426A1 (en) 2012-01-31 2015-12-03 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
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
US10240526B2 (en) 2012-01-31 2019-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US20150192070A1 (en) 2012-01-31 2015-07-09 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
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
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US10138809B2 (en) 2012-04-02 2018-11-27 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume
US9074485B2 (en) 2012-04-25 2015-07-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with three turbines all counter-rotating
US20150308351A1 (en) 2012-05-31 2015-10-29 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8756908B2 (en) 2012-05-31 2014-06-24 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US8572943B1 (en) 2012-05-31 2013-11-05 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
US9410447B2 (en) 2012-07-30 2016-08-09 United Technologies Corporation Forward compartment service system for a geared architecture gas turbine engine
US8753065B2 (en) * 2012-09-27 2014-06-17 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
US8678743B1 (en) * 2013-02-04 2014-03-25 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
EP2971698B1 (en) * 2013-03-12 2021-04-21 Raytheon Technologies Corporation Flexible coupling for geared turbine engine
WO2014163675A1 (en) 2013-03-13 2014-10-09 United Technologies Corporation Geared architecture to protect critical hardware during fan blade out
EP2811120B1 (en) * 2013-06-03 2017-07-12 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
EP3611359B1 (en) 2013-06-06 2023-09-20 Raytheon Technologies Corporation Spline ring for a fan drive gear flexible support
WO2015006153A2 (en) 2013-07-07 2015-01-15 United Technologies Corporation Fan drive gear system mechanical controller
EP3019726B1 (en) 2013-07-07 2020-09-02 United Technologies Corporation Gear assembly support for a gas turbine engine, corresponding turbofan engine and method of supporting a gear assembly within a gas turbine engine
WO2015006162A1 (en) * 2013-07-12 2015-01-15 United Technologies Corporation Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system
US9726083B2 (en) * 2013-08-21 2017-08-08 United Technologies Corporation Load balanced journal bearing pin for planetary gear
US10533522B2 (en) 2013-08-21 2020-01-14 United Technologies Corporation Load balanced journal bearing pin
EP3039276B1 (en) 2013-08-29 2019-12-25 United Technologies Corporation Three spool geared turbofan with low pressure compressor drive gear system and mechanical controller
CA2854728C (en) * 2013-09-24 2016-08-16 United Technologies Corporation Fundamental gear system architecture
WO2015156885A2 (en) * 2014-01-22 2015-10-15 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
EP2899389A1 (en) * 2014-01-27 2015-07-29 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9850814B2 (en) 2014-02-19 2017-12-26 United Technologies Corporation Annular spring for a bearing assembly of a gas turbine engine
US9551283B2 (en) * 2014-06-26 2017-01-24 General Electric Company Systems and methods for a fuel pressure oscillation device for reduction of coherence
DE102014114043A1 (de) * 2014-09-26 2016-03-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugtriebwerk mit einer Kompressoreinrichtung
GB201417505D0 (en) * 2014-10-03 2014-11-19 Rolls Royce Deutschland A gas turbine architecture
GB201417504D0 (en) 2014-10-03 2014-11-19 Rolls Royce Deutschland A gas turbine architecture
US11067005B2 (en) * 2015-02-03 2021-07-20 Raytheon Technologies Corporation Fan drive gear system
US10119465B2 (en) 2015-06-23 2018-11-06 United Technologies Corporation Geared turbofan with independent flexible ring gears and oil collectors
US10107378B2 (en) * 2015-11-03 2018-10-23 General Electric Company Systems and methods for a gas turbine engine with combined multi-directional gearbox deflection limiters and dampers
US10066734B2 (en) * 2015-12-07 2018-09-04 United Technologies Corporation Gear driven gas turbine engine assembly
US10590854B2 (en) * 2016-01-26 2020-03-17 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine
US10260376B2 (en) * 2017-06-01 2019-04-16 General Electric Company Engine test stand mounting apparatus and method
US10663036B2 (en) * 2017-06-13 2020-05-26 General Electric Company Gas turbine engine with rotating reversing compound gearbox
FR3071022B1 (fr) * 2017-09-12 2020-01-10 Safran Transmission Systems Pivot et train d'engrenages a souplesse variable par variation de porte-a-faux
IT201800005822A1 (it) 2018-05-29 2019-11-29 Attacco di un gruppo ingranaggio per un motore a turbina a gas
GB201917769D0 (en) * 2019-12-05 2020-01-22 Rolls Royce Plc Geared gas turbine engine
CN111412068B (zh) * 2020-03-27 2021-02-12 中国科学院工程热物理研究所 快速响应的转子支承刚度主动控制机构
CN114151206B (zh) * 2020-09-07 2023-11-14 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种风扇驱动结构及其装配方法

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
RU2004121779A (ru) * 2001-12-14 2005-04-27 Прэтт Энд Уитни Кэнэдэ Корп. (Ca) Устройство передачи крутящего момента для планетарной зубчатой передачи
RU2007140321A (ru) * 2006-10-31 2009-05-10 Дженерал Электрик Компани (US) Узел газотурбинного двигателя и способ его сборки
US20100105516A1 (en) * 2006-07-05 2010-04-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2322914B (en) * 1997-03-05 2000-05-24 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
US6260351B1 (en) * 1998-12-10 2001-07-17 United Technologies Corporation Controlled spring rate gearbox mount
US6735954B2 (en) 2001-12-21 2004-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Offset drive for gas turbine engine
US6895741B2 (en) 2003-06-23 2005-05-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Differential geared turbine engine with torque modulation capability
US7104918B2 (en) 2003-07-29 2006-09-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Compact epicyclic gear carrier
US7144349B2 (en) 2004-04-06 2006-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine gearbox
WO2006059981A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Hydraulic seal for a gearbox of a tip turbine engine
US7591754B2 (en) * 2006-03-22 2009-09-22 United Technologies Corporation Epicyclic gear train integral sun gear coupling design
US7704178B2 (en) * 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
US7926260B2 (en) * 2006-07-05 2011-04-19 United Technologies Corporation Flexible shaft for gas turbine engine
US7832193B2 (en) * 2006-10-27 2010-11-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7841163B2 (en) 2006-11-13 2010-11-30 Hamilton Sundstrand Corporation Turbofan emergency generator
US7942635B1 (en) * 2007-08-02 2011-05-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Twin spool rotor assembly for a small gas turbine engine
FI122381B (fi) * 2008-01-03 2011-12-30 Moventas Oy Planeettavaihde
GB0807775D0 (en) * 2008-04-29 2008-06-04 Romax Technology Ltd Methods for model-based diagnosis of gearbox
US8333678B2 (en) * 2009-06-26 2012-12-18 United Technologies Corporation Epicyclic gear system with load share reduction
US8672801B2 (en) 2009-11-30 2014-03-18 United Technologies Corporation Mounting system for a planetary gear train in a gas turbine engine
US8172717B2 (en) 2011-06-08 2012-05-08 General Electric Company Compliant carrier wall for improved gearbox load sharing
US9133729B1 (en) 2011-06-08 2015-09-15 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine

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
RU2004121779A (ru) * 2001-12-14 2005-04-27 Прэтт Энд Уитни Кэнэдэ Корп. (Ca) Устройство передачи крутящего момента для планетарной зубчатой передачи
US20100105516A1 (en) * 2006-07-05 2010-04-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine
RU2007140321A (ru) * 2006-10-31 2009-05-10 Дженерал Электрик Компани (US) Узел газотурбинного двигателя и способ его сборки

Also Published As

Publication number Publication date
EP2532841A2 (en) 2012-12-12
EP3045684A1 (en) 2016-07-20
EP2532858B1 (en) 2016-10-19
RU2634982C2 (ru) 2017-11-08
US8297916B1 (en) 2012-10-30
RU2012123452A (ru) 2013-12-20
EP2532858A2 (en) 2012-12-12
CN102817717B (zh) 2015-08-19
US8297917B1 (en) 2012-10-30
EP2532858A3 (en) 2014-08-06
EP3690201A1 (en) 2020-08-05
EP2532858B8 (en) 2016-12-21
EP3690200A1 (en) 2020-08-05
EP3098396B1 (en) 2020-03-04
EP3098396A1 (en) 2016-11-30
CN102817717A (zh) 2012-12-12
EP2532841A3 (en) 2014-06-18
CN102817718B (zh) 2015-07-22
CN102817718A (zh) 2012-12-12
EP3045684B1 (en) 2020-03-04
RU2012123451A (ru) 2013-12-20
EP2532841B1 (en) 2016-04-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2635014C2 (ru) Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты)
US11174936B2 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US20210363898A1 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
CA2850042C (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US8814503B2 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
RU2688073C2 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
US8770922B2 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
EP3097275B1 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
EP2899389A1 (en) Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
HE9A Changing address for correspondence with an applicant