RU2644421C2 - Опорный узел редукторной системы турбомашины и способ опирания редукторной системы в турбомашине - Google Patents

Опорный узел редукторной системы турбомашины и способ опирания редукторной системы в турбомашине Download PDF

Info

Publication number
RU2644421C2
RU2644421C2 RU2014134422A RU2014134422A RU2644421C2 RU 2644421 C2 RU2644421 C2 RU 2644421C2 RU 2014134422 A RU2014134422 A RU 2014134422A RU 2014134422 A RU2014134422 A RU 2014134422A RU 2644421 C2 RU2644421 C2 RU 2644421C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbomachine
gear system
support
parts
less
Prior art date
Application number
RU2014134422A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014134422A (ru
Inventor
Джон Р. ОТТО
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
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014134422A publication Critical patent/RU2014134422A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2644421C2 publication Critical patent/RU2644421C2/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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • F05D2230/53—Building or constructing in particular ways by integrally manufacturing a component, e.g. by milling from a billet or one piece construction
    • 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
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/40—Movement of components
    • F05D2250/41—Movement of components with one degree of freedom
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/501—Elasticity
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине. Стопор выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента во время штатной работы турбомашины, содержащей указанную редукторную систему, и с возможностью контактирования с этим жестким элементом во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения. Более податливая часть во время работы турбомашины допускает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины. При опирании редукторной системы в турбомашине применяют более податливую часть для обеспечения перемещения редукторной системы относительно других частей турбомашины и применяют менее податливую часть, имеющую стопор, для ограничения перемещения редукторной системы в осевом направлении. Группа изобретений позволяет обеспечить адаптацию редукторной системы турбомашины к допускам опорного узла и деформации самой турбомашины во время ее работы, а также исключить нештатное перемещение редукторной системы в осевом направлении. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
[0001] Настоящее изобретение относится к ограничению перемещения редукторной системы в турбомашине во время нештатной ситуации.
Уровень техники
[0002] Турбомашины, в частности газотурбинные двигатели, обычно содержат вентиляторную секцию, турбинную секцию, компрессорную секцию и секцию камеры сгорания. В турбомашинах может использоваться редукторная система, соединяющая вентиляторную секцию и турбинную секцию.
[0003] Чтобы удерживать редукторную систему в турбомашине используются опорные конструкции. Опорные конструкции могут быть относительно податливыми, как например, предложено в патенте US 7011599, чтобы допускать некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины. Нештатные ситуации, связанные с двигателем, в частности, потеря лопатки вентилятора или поломка опор подшипников вала вентилятора, могут вызывать значительное осевое перемещение редукторной системы и вентилятора относительно других частей турбомашины. Как известно, такие перемещения являются нежелательными. Относительно податливые опорные конструкции не могут удерживать редукторную систему во время таких нештатных ситуаций в двигателе.
Сущность изобретения
[0004] Опорный узел редукторной системы турбомашины согласно примерному аспекту настоящего изобретения содержит, среди прочего, опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, который ограничивает осевое перемещение редукторной системы в турбомашине.
[0005] В другом неограничивающем варианте осуществления вышеуказанного опорного узла редукторной системы турбомашины этот узел может содержать более податливую часть и менее податливую часть, которые являются частями одной монолитной опоры.
[0006] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины этот узел может содержать стопор, который, в свою очередь, содержит множество выступов, проходящих радиально позади части опорного элемента, который непосредственно соединяется с редукторной системой.
[0007] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать множество выступов, распределенных по окружности вокруг оси.
[0008] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать опорный элемент в виде жесткого элемента.
[0009] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая представляет собой кольцо.
[0010] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая во время работы турбомашины выдерживает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины.
[0011] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая соединяет редукторную систему с конструкцией корпуса турбомашины.
[0012] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая непосредственно соединена с конструкцией корпуса.
[0013] Опорный узел редукторной системы турбомашины согласно другому иллюстративному аспекту настоящего изобретения содержит, в частности, менее податливую часть, закрепленную относительно корпуса двигателя турбомашины, и более податливую часть, закрепленную относительно корпуса двигателя турбомашины и редукторной системы. Менее податливая часть содержит стопор, который ограничивает осевое перемещение редукторной системы относительно корпуса двигателя.
[0014] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть, которая, в свою очередь, содержит отдельные секции, распределенные по окружности вокруг оси турбомашины.
[0015] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины каждая из отдельных секций может содержать радиально выступающие части, способные радиально заходить за элемент, перемещаемый с редукторной системой.
[0016] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать радиально выступающие части, которые отходят от аксиально выступающих частей отдельных секций.
[0017] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать аксиально выступающие части, которые проходят дальше по окружности, чем радиально выступающие части.
[0018] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины более податливая часть может представлять собой кольцо.
[0019] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать более податливую часть, закрепленную непосредственно на опорном элементе редукторной системы.
[0020] В следующем неограничивающем варианте осуществления любого из вышеуказанных опорных узлов редукторной системы турбомашины указанный узел может содержать менее податливую часть и более податливую часть, расположенную аксиально позади редукторной системы относительно направления потока через турбомашину.
[0021] Способ опирания редукторной системы в турбомашине согласно другому примерному аспекту настоящего изобретения содержит, среди прочего, применение относительно податливого опорного плеча, допускающего перемещение редукторной системы относительно других частей турбомашины, и применение относительно жесткого опорного плеча для ограничения перемещения редукторной системы в осевом направлении.
[0022] В следующем неограничивающем варианте осуществления вышеуказанного способа опирания редукторной системы в турбомашине данный способ может содержать относительно податливое опорное плечо и относительно жесткое опорное плечо аксиально позади турбомашины относительно направления потока через турбомашину.
[0023] В следующем неограничивающем варианте осуществления вышеуказанного способа опирания редукторной системы в турбомашине способ может содержать податливое опорное плечо и жесткое опорное плечо, которые являются частями одного и того же монолитного опорного узла.
[0025] В следующем неограничивающем варианте осуществления одного из вышеуказанных способов опирания редукторной системы в турбомашине способ может содержать относительно жесткое опорное плечо, которое ограничивает перемещение во время нештатной ситуации.
Краткое описание чертежей
[0025] Различные характеристики и достоинства раскрытых примеров станут более понятными для специалистов в данной области техники из приведенного ниже подробного описания. Чертежи, сопровождающие подробное описание, можно кратко описать следующим образом:
[0026] На фиг. 1 показан в частичном разрезе пример осуществления турбомашины.
[0027] На фиг. 2А очень схематично показан пример осуществления опорного узла редукторной системы турбомашины, показанной на фиг. 1, при штатной работе.
[0028] На фиг. 2B очень схематично показана опора редукторной системы с фиг. 2А во время нештатной ситуации.
[0029] На фиг. 3 показан в аксонометрии другой пример опорного узла редукторной системы, пригодного для применения в турбомашине с фиг. 1.
[0030] На фиг. 4 вид по оси опорного узла с фиг. 3.
[0031] На фиг. 5 показано в аксонометрии опорное кольцо, пригодное для применения с опорным узлом с фиг. 3.
[0032] На фиг. 6 в разрезе по линии 6-6 с фиг. 4 и 5 показан опорный узел с фиг. 3 с опорным кольцом с фиг. 5.
[0033] На фиг. 7 в разрезе по линии 7-7 с фиг. 4 и 5 показан опорный узел с фиг. 3 с опорным кольцом с фиг. 5.
[0034] На фиг. 8 показана в аксонометрии область 8 с фиг. 6.
[0035] На фиг. 9 в направлении D с фиг. 3 и 5 показана в аксонометрии часть опорного узла с фиг. 3 с опорным кольцом с фиг. 5.
Подробное раскрытие изобретения
[0001] На фиг. 1 схематически показан вариант осуществления турбомашины, которая в данном примере представляет собой газотурбинный двигатель 20. Газотурбинный двигатель 20 является двухкаскадным турбовентиляторным газотурбинным двигателем, который обычно содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Другие примеры могут содержать секцию усилителя тяги (не показана) наряду с другими системами или компонентами.
[0002] В раскрытом неограничивающем примере осуществления показан двухконтурный газотурбинный двигатель, однако, следует понимать, что описанные здесь концепции не ограничены применением с турбовентиляторными двигателями, поскольку эти положения могут быть использованы для других типов газотурбинных двигателей, включая трехкаскадные системы.
[0003] В показанном примере двигателя 20 вентиляторная секция 22 нагнетает воздух в наружный контур, в то время как компрессорная секция 24 нагнетает воздух во внутренний контур. Сжатый воздух из компрессорной секции 24 проходит через секцию 26 камеры сгорания. Газообразные продукты сжигания расширяются в турбинной секции 28.
[0004] Показанный в качестве примера двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, установленные с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя. Низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 опираются с возможностью вращения на несколько подшипниковых систем 38a-38c. При этом следует понимать, что различные подшипниковые системы 38a-38c могут быть альтернативно или дополнительно установлены на различных участках.
[0005] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, который соединяет вентилятор 42, компрессор 44 низкого давления и турбину 46 низкого давления. Внутренний вал 40 соединяется с вентилятором 42 при помощи редукторной системы 48 для приведения вентилятора 42 во вращение с более низкой скоростью, чем скорость вращения низкоскоростного каскада 30.
[0006] Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, который соединяет компрессор 52 высокого давления и турбину 54 высокого давления.
[0007] Секция 26 камеры сгорания содержит ряд камер 56 сгорания, распределенных по окружности, и обычно расположена в осевом направлении между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления.
[0008] Промежуточная силовая рама 58 неподвижной конструкции 36 двигателя обычно расположена в осевом направлении между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 58 поддерживает подшипниковые системы 38a-38c в турбинной секции 28.
[0009] Внутренний вал 40 и наружный вал 50 являются концентричными и вращаются при помощи, по меньшей мере, подшипниковых систем 38b-38c вокруг центральной продольной оси A двигателя, коллинеарной продольным осям внутреннего вала 40 и наружного вала 50.
[0010] В примерном двигателе 20 поток воздуха внутреннего контура сжимается компрессором 44 низкого давления, затем - компрессором 52 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 56 сгорания и далее расширяется в турбине 54 высокого давления и турбине 46 низкого давления. Промежуточная силовая рама 58 имеет аэродинамические поверхности 60, которые расположены на пути движения воздушного потока во внутреннем контуре. В ответ на указанное расширение турбина 54 высокого давления и турбина 46 низкого давления приводят во вращение соответствующий высокоскоростной каскад 32 и низкоскоростной каскад 30.
[0011] В некоторых неограничивающих примерах двигатель 20 представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В другом примере степень двухконтурности двигателя 20 превышает примерно шесть (6:1).
[0012] Редукторная система 46 в примере двигателя 20 содержит эпициклическую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или другую зубчатую передачу. В качестве примера эпициклическая передача имеет понижающее передаточное число, большее чем приблизительно 2,3 (2,3:1).
[0013] Отношение давлений в турбине 46 низкого давления представляет собой отношение давления на входе турбины 46 низкого давления к давлению на выходе турбины 46 низкого давления перед реактивным соплом двигателя 20. В одном неограничивающем варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 20 превышает примерно десять (10:1), диаметр вентилятора является значительно большим, чем диаметр компрессора 44 низкого давления, а турбина 46 низкого давления имеет отношение давлений, которое превышает приблизительно 5 (5:1). Редукторная система 48 в этом варианте осуществления представляет собой эпициклическую передачу с понижающим передаточным числом, превышающим приблизительно 2 (2,5:1). Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве примера для одного варианта осуществления двигателя с редукторной системой, и что настоящее изобретение может быть использовано для других газотурбинных двигателей, в том числе для безредукторных турбовентиляторных двигателей.
[0014] В этом варианте осуществления примерного двигателя 20 значительная величина тяги обеспечивается потоком B наружного контура, благодаря высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 двигателя 20 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский режим со скоростью приблизительно 0,8 Мах на высоте примерно 35000 футов. Этот режим полета с оптимальным потреблением топлива двигателем 20 также известен как крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption,). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр, соответствующий потреблению топлива на единицу тяги.
[0015] Отношение давлений в вентиляторе представляет собой отношение давлений на лопатке вентиляторной секции 22 без применения системы выходных направляющих лопаток вентилятора. Нижнее отношение давлений в вентиляторе согласно одному неограничивающему варианту осуществления примера двигателя 20 составляет менее чем 1,45.
[0016] Нижняя приведенная окружная скорость лопатки вентилятора представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора, деленную на промышленную стандартную температурную поправку "T7518,70,5. T представляет собой температуру окружающей среды в градусах Ранкина. Нижняя приведенная окружная скорость лопатки вентилятора согласно одному неограничивающему варианту осуществления двигателя 20 составляет менее чем примерно 1150 фут/с (351 м/с).
[0017] Во время работы двигателя 20 могут возникать нештатные ситуации, в частности, потеря вентиляторной лопатки или поломка подшипниковой опоры вала вентилятора. В таких случаях вентилятор 42 может иметь опасную тенденцию перемещения вперед в осевом направлении относительно других частей двигателя 20, при этом вентилятор 42 и связанные с ним компоненты отделяются от двигателя 20.
[0018] В этом примере подшипники 38а представляют собой упорные подшипники. Во время нештатной ситуации упорные подшипники являются одним конструктивным элементом, который используется в примерном двигателе 20 для ограничения тенденции перемещения вентилятора 42 вперед в осевом направлении относительно остальных частей двигателя 20. Если подшипники 38а неэффективно ограничивают перемещение вентилятора 42, то его перемещение может вызывать опасное отделение редукторной системы 48 и других компонентов двигателя 20 от двигателя 20.
[0019] Как показано на фиг. 2A и 2B в продолжение фиг. 1, примерный двигатель 20 содержит другие конструктивные элементы, которые ограничивают перемещение вентилятора 42 во время нештатной ситуации, в частности, если подшипники 38а оказываются неэффективными. Так, примерный двигатель 20 содержит опорный узел 70 редукторной системы, который ограничивает перемещение вентилятора 42 и редукторной системы 48 вперед во время нештатной ситуации.
[0020] Показанный в качестве примера опорный узел 70 содержит, по меньшей мере, первое плечо 78 и второе плечо 82. Первое плечо 78 и второе плечо 82 непосредственно соединяются с конструкциями 84 корпуса двигателя, которые действуют как механическое основание.
[0021] В показанном примере первое плечо 78 является менее податливым, чем второе плечо 82. Таким образом, опорный узел 70 имеет менее податливую часть и более податливую часть. При этом следует отметить, что первое плечо 78 и второе плечо 82 расположены в осевом направлении позади редукторной системы 48 относительно направления потока через двигатель 20.
[0022] При штатной работе двигателя 20 один конец второго плеча 82 опорного узла 70 соединяется с жестким элементом 86, который непосредственно соединен с редукторной системой 48. Второе плечо 82 поддерживает редукторную систему 48 через жесткий элемент 86.
[0023] Второе плечо 82 является относительно податливым и, следовательно, допускает некоторые перемещения редукторной системы 48 относительно других частей двигателя 20. Некоторое перемещение редукторной системы 48 относительно других частей двигателя 20 является необходимым для адаптации, например, к допускам узла и деформации двигателя 20 при штатной работе.
[0024] Во время нештатной ситуации, в частности при потере лопатки, редукторная система 48 может испытывать экстремальную нагрузку в направлении F вследствие вращения вентилятора 42 и его тенденции к перемещению в осевом направлении вперед относительно других частей двигателя 20. Эта нагрузка является особенно вероятной в случае поломки подшипников 38а.
[0025] В такой ситуации экстремальные перемещения редукторной системы 48 ограничиваются первым плечом 78. В данном примере нагрузка в направлении F заставляет жесткий элемент 86 непосредственно контактировать с первым плечом 78 в области 88. Этот контакт блокирует перемещение редукторной системы 48 в осевом направлении от двигателя 20. Поскольку редукторная система 48 соединена с вентилятором 42, ограничение перемещения редукторной системы 48 может предотвращать перемещение вентилятора 42 вперед в осевом направлении относительно остальных частей двигателя 20.
[0026] На фиг. 3-10 показан другой пример опорного узла 100, пригодный для применения в двигателе 10 и содержащий первое плечо 104 и второе плечо 108. Второе плечо 108 является более податливым, чем первое плечо 104. В этом примере первое плечо 104 и второе плечо 108 представляют собой части одной и той же детали. При этом первое плечо 104 и второе плечо 108 выполнены в виде общей отливки, образуя единую монолитную деталь. В других примерах первое плечо 104 и второе плечо 108 соединены вместе при помощи сварки.
[0027] В показанном примере опорный узел 100 прикреплен к корпусу двигателя 84 (фиг. 2A и 2B) при помощи шпонок. В других примерах крепление может осуществляться другими способами.
[0028] Противоповоротная рама 112 прикреплена непосредственно ко второму плечу 108. Противоповоротная рама 112 представляет собой вид опорного элемента. В показанном примере противоповоротная рама 112 содержит пять фланцев 116, распределенных по окружности вокруг противоповоротной рамы 112. Фланцы 116 непосредственно соединяются с редукторной системой 48. Противоповоротная рама 112 закрепляет шестерни редукторной системы 48, предотвращая их вращение.
[0029] В показанном примере противоповоротная рама 112 предназначена для перемещения с редукторной системой 48. Второе плечо 108, которое является относительно податливым, допускает перемещения редукторной системы 48 (и противоповоротной рамы 112) при штатной работе двигателя 20.
[0030] В этом примере первое плечо 104 содержит пять отдельных секций, распределенных по окружности вокруг оси A двигателя 20. В отличие от этого второе плечо 108 представляет собой кольцо, проходящее по окружности вокруг оси A. В данном примере первое плечо 104 представлено как содержащее отдельные секции. Однако в другом примере первое плечо 104 может быть выполнено в виде кольца. В следующих примерах одни части первого плеча 104 представляют собой кольцо, в то время как другие части разделены на секции.
[0031] Каждое первое плечо 104 содержит аксиально выступающую часть 124 и радиально выступающую часть 128. В этом примере аксиально выступающая часть 124 каждого первого плеча 104 проходит по окружности дальше, чем радиальная часть 128. Каждая из радиально выступающих частей 128 находится возле лежащего на окружности центра соответствующего первого плеча 104. Радиально выступающие части 128 рассматриваются в данном примере в качестве выступов.
[0032] Следует отметить, что радиально выступающие части 128 радиально заходят за наружный периметр 132 противоповоротной рамы 112. Поэтому во время нештатной ситуации, когда противоповоротная рама 112 выдвигается вперед, передняя боковая поверхность 136 противоповоротной рамы 112 вступает в контакт с задней боковой поверхностью 140 каждой из радиально выступающих частей 128. Контакт между этими поверхностями 136 и 140 блокирует дальнейшее перемещение вперед в осевом направлении противоповоротной рамы 112, и, следовательно, дальнейшее перемещение вперед в осевом направлении редукторной системы 48.
[0033] Противоповоротная рама 112 содержит пазы 144, в которые входят радиально выступающие части 128 во время сборки. Пазы 144 позволяют радиально выступающей части 128 перемещаться в осевом направлении во время сборки в положение, в котором поверхность 140 обращена к поверхности 136. После перемещения в осевом направлении в указанное положение противоповоротная рама 112 поворачивается относительно опорной конструкции 100 таким образом, чтобы поверхность 140 была, по меньшей мере, частично, выровненной по окружности с поверхностью 136.
[0034] Как нетрудно понять, аксиально выступающие части 124 ограничивают радиальные перемещения противоповоротной рамы 112 и, следовательно, радиальное перемещение редукторной системы 48.
[0035] Кроме ограничения радиального перемещения и осевого перемещения вперед редукторной системы 48 примерная опорная конструкция 100 содержит язычок 150, который ограничивает круговое перемещение редукторной системы 48. Редукторная система 48 содержит элемент рамы (не показан), который непосредственно соединяется с редукторной системой 48 и вступает в контакт с язычком 150 для ограничения окружного момента редукторной системы 48.
[0036] Конструктивные особенности раскрытых примеров содержат опорную конструкцию, которая допускает некоторое перемещение редукторной системы относительно других частей двигателя при штатной работе двигателя, однако, ограничивает перемещения во время нештатных ситуаций, в частности, перемещения редукторной системы вперед в осевом направлении.
[0037] Приведенное выше описание представлено в качестве примера и не является ограничением по своему характеру. Для специалистов в данной области техники очевидно, что в раскрытые примеры могут быть внесены изменения и модификации, которые не обязательно отклоняются от сути настоящего изобретения. При этом объем правовой охраны для данного изобретения можно определить только путем изучения прилагаемой формулы изобретения.

Claims (20)

1. Опорный узел (70; 100) редукторной системы турбомашины, содержащий:
опору, имеющую более податливую часть (82; 108) и менее податливую часть (78; 104), при этом менее податливая часть (78; 104) содержит стопор (88; 128), ограничивающий осевое перемещение редукторной системы (48) в турбомашине (20),
отличающийся тем, что стопор (88; 128) выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента (112) во время штатной работы турбомашины (20), содержащей указанную редукторную систему (48), и с возможностью контактирования с этим жестким элементом (112) во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения, при этом более податливая часть (82; 108) во время работы турбомашины (20) допускает некоторое перемещение редукторной системы (48) относительно других частей турбомашины (20).
2. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором более податливая часть (82; 108) и менее податливая часть (78; 104) являются частями одной монолитной опоры.
3. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором стопор содержит множество выступов (128), каждый из которых заходит радиально за часть жесткого элемента (112), непосредственно соединенную с редукторной системой, при этом множество выступов (128) распределены по окружности вокруг оси.
4. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором менее податливая часть (78; 104) представляет собой кольцо.
5. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором менее податливая часть (78; 104) соединяет редукторную систему (48) с конструкцией (84) корпуса турбомашины (20).
6. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 1, в котором менее податливая часть (78; 104) непосредственно соединена с конструкцией (84) корпуса.
7. Опорный узел редукторной системы турбомашины по любому из предыдущих пунктов, в котором менее податливая часть (78; 104) закреплена относительно корпуса (84) турбомашины, а более податливая часть (82; 108) закреплена относительно корпуса (84) турбомашины и редукторной системы (48), при этом стопор (88; 128) ограничивает осевое перемещение редукторной системы (48) относительно корпуса (84) турбомашины.
8. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 7, в котором менее податливая часть (104) содержит отдельные секции (104), распределенные по окружности вокруг оси турбомашины (20).
9. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 8, в котором каждая из отдельных секций (104) содержит радиально выступающие части (128), радиально заходящие за жесткий элемент (112), перемещаемый с редукторной системой (48).
10. Опорный узел редукторной системы турбомашины по п. 9, в котором радиально выступающие части (128) отходят от аксиально выступающих частей (124) отдельных секций (104), при этом аксиально выступающие части (124) проходят по окружности дальше, чем радиальные части (128).
11. Опорный узел редукторной системы турбомашины по любому из пп. 8-10, в котором более податливая часть (82; 108) представляет собой кольцо и закреплена непосредственно на жестком элементе (112) редукторной системы,
при этом менее податливая часть (78; 104) и более податливая часть (82; 108) расположены в осевом направлении позади редукторной системы (48) относительно направления потока через турбомашину (20).
12. Способ опирания редукторной системы (48) в турбомашине (20), содержащий:
применение более податливой части (82; 108) для обеспечения перемещения редукторной системы (48) относительно других частей турбомашины (20); и
применение менее податливой части (78; 104), имеющей стопор (88; 128) для ограничения перемещения редукторной системы (48) в осевом направлении,
отличающийся тем, что стопор (88; 128) выполнен с возможностью размещения на расстоянии от жесткого элемента (112) во время штатной работы турбомашины (20), содержащей указанную редукторную систему (48), и с возможностью контактирования с этим жестким элементом (112) во время нештатной ситуации с ограничением осевого перемещения, при этом более податливая часть (82; 108) во время работы турбомашины (20) допускает некоторое перемещение редукторной системы (48) относительно других частей турбомашины (20).
13. Способ по п. 12, в котором более податливая часть (82; 108) и менее податливая часть (78; 104) расположены аксиально позади редукторной системы (48) относительно направления потока через турбомашину (20),
при этом более податливая часть (82; 108) и менее податливая часть (78; 104) представляют собой части одного монолитного опорного узла.
RU2014134422A 2012-01-31 2013-01-17 Опорный узел редукторной системы турбомашины и способ опирания редукторной системы в турбомашине RU2644421C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/362,389 2012-01-31
US13/362,389 US9017010B2 (en) 2012-01-31 2012-01-31 Turbomachine geared architecture support assembly
PCT/US2013/021897 WO2013154642A1 (en) 2012-01-31 2013-01-17 Turbomachine geared architecture support assembly

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014134422A RU2014134422A (ru) 2016-03-27
RU2644421C2 true RU2644421C2 (ru) 2018-02-12

Family

ID=48870357

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134422A RU2644421C2 (ru) 2012-01-31 2013-01-17 Опорный узел редукторной системы турбомашины и способ опирания редукторной системы в турбомашине

Country Status (7)

Country Link
US (2) US9017010B2 (ru)
EP (2) EP3798427B1 (ru)
JP (1) JP5893761B2 (ru)
CN (1) CN104081007B (ru)
RU (1) RU2644421C2 (ru)
SG (1) SG11201403114WA (ru)
WO (1) WO2013154642A1 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9017010B2 (en) * 2012-01-31 2015-04-28 United Technologies Corporation Turbomachine geared architecture support assembly
US8961112B2 (en) * 2012-03-26 2015-02-24 United Technologies Corporation Torque frame bushing arrangement for gas turbine engine fan drive gear system
US9145830B2 (en) * 2012-06-04 2015-09-29 United Technologies Corporation Turbomachine geared architecture support assembly
US10221771B2 (en) 2014-09-24 2019-03-05 United Technologies Corporation Fan drive gear system
CN104948301A (zh) * 2015-05-20 2015-09-30 西安交通大学 一种燃气轮机的热端支承
CN107816528B (zh) * 2016-09-13 2022-05-24 博格华纳公司 顺应性行星齿轮架
US10738646B2 (en) 2017-06-12 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Geared turbine engine with gear driving low pressure compressor and fan at common speed, and failsafe overspeed protection and shear section
US10612555B2 (en) 2017-06-16 2020-04-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with overspeed protection
FR3078110B1 (fr) * 2018-02-19 2020-03-06 Safran Aircraft Engines Assemblage de maintien d'un train d'engrenages dans une turbomachine
FR3113701B1 (fr) * 2020-09-03 2023-01-20 Safran Aircraft Engines Assemblage pour turbomachine d’aéronef, comprenant des moyens de rétention axiale et radiale de soufflante
FR3128264B1 (fr) * 2021-10-14 2024-02-09 Safran Trans Systems Dispositif et procédé améliorés pour le centrage d’ensemble annulaire de réducteur planétaire
US11639688B1 (en) 2022-04-06 2023-05-02 General Electric Company Mounting for planetary gear systems

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU853122A1 (ru) * 1979-10-12 1981-08-07 Предприятие П/Я М-5906 Подшипниковый узел турбомашины
US4451110A (en) * 1981-04-29 1984-05-29 S.N.E.C.M.A. Turbine bearing
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US7011599B2 (en) * 2003-04-04 2006-03-14 Hispano-Suiza Flexible connection system between a planet carrier and the stationary support in a speed reduction gear train
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 (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000220472A (ja) 1998-12-23 2000-08-08 United Technol Corp <Utc> ファンケ―スライナ―
DE10307221A1 (de) 2003-02-20 2004-09-02 Zf Friedrichshafen Ag Planetenradträger
US7685808B2 (en) * 2005-10-19 2010-03-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7490460B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7591754B2 (en) 2006-03-22 2009-09-22 United Technologies Corporation Epicyclic gear train integral sun gear coupling design
US8672606B2 (en) * 2006-06-30 2014-03-18 Solar Turbines Inc. Gas turbine engine and system for servicing a gas turbine engine
US7926260B2 (en) 2006-07-05 2011-04-19 United Technologies Corporation Flexible shaft for gas turbine engine
US7694505B2 (en) 2006-07-31 2010-04-13 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US9228534B2 (en) 2007-07-02 2016-01-05 United Technologies Corporation Variable contour nacelle assembly for a gas turbine engine
US8672801B2 (en) 2009-11-30 2014-03-18 United Technologies Corporation Mounting system for a planetary gear train in a gas turbine engine
US8845277B2 (en) 2010-05-24 2014-09-30 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with integral gear and bearing supports
US9017010B2 (en) * 2012-01-31 2015-04-28 United Technologies Corporation Turbomachine geared architecture support assembly

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU853122A1 (ru) * 1979-10-12 1981-08-07 Предприятие П/Я М-5906 Подшипниковый узел турбомашины
US4451110A (en) * 1981-04-29 1984-05-29 S.N.E.C.M.A. Turbine bearing
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US7011599B2 (en) * 2003-04-04 2006-03-14 Hispano-Suiza Flexible connection system between a planet carrier and the stationary support in a speed reduction gear train
US20100105516A1 (en) * 2006-07-05 2010-04-29 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20130195604A1 (en) 2013-08-01
US9017010B2 (en) 2015-04-28
EP2809889A4 (en) 2015-11-18
WO2013154642A1 (en) 2013-10-17
EP3798427B1 (en) 2023-08-30
EP3798427A1 (en) 2021-03-31
SG11201403114WA (en) 2014-09-26
JP2015507126A (ja) 2015-03-05
US20140219774A1 (en) 2014-08-07
EP2809889B1 (en) 2020-11-04
RU2014134422A (ru) 2016-03-27
EP2809889B8 (en) 2020-12-30
EP2809889A1 (en) 2014-12-10
CN104081007B (zh) 2016-11-09
US8961113B2 (en) 2015-02-24
JP5893761B2 (ja) 2016-03-23
CN104081007A (zh) 2014-10-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2644421C2 (ru) Опорный узел редукторной системы турбомашины и способ опирания редукторной системы в турбомашине
US11187160B2 (en) Geared turbofan with non-epicyclic gear reduction system
US11255337B2 (en) Geared turbofan with overspeed protection
US20090205341A1 (en) Gas turbine engine with twin towershaft accessory gearbox
EP2900999B1 (en) Seal damper with improved retention
EP3111057B1 (en) Tie rod connection for mid-turbine frame
US20140234087A1 (en) Inlet guide vane retention feature
WO2015023342A2 (en) Gas turbine engine with dove-tailed tobi vane
WO2014088673A2 (en) Gas turbine engine fan spacer platform attachments
EP3282101B1 (en) Shim for gas turbine engine
EP3564495B1 (en) Gas turbine engine exhaust component
US9790806B2 (en) Case with vane retention feature
EP3401515B1 (en) Turbine vane with inner circumferential anti-rotation features
EP2809937B1 (en) Gas turbine engine shaft bearing arrangement
EP3081768B1 (en) Gas turbine engine shaft bearing configuration
EP3011155B1 (en) Heat shield
WO2013165771A1 (en) Geared turbofan with distributed accessory gearboxes