RU2667199C2 - Способ задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2667199C2
RU2667199C2 RU2014120380A RU2014120380A RU2667199C2 RU 2667199 C2 RU2667199 C2 RU 2667199C2 RU 2014120380 A RU2014120380 A RU 2014120380A RU 2014120380 A RU2014120380 A RU 2014120380A RU 2667199 C2 RU2667199 C2 RU 2667199C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
fan
turbine engine
gear
section
Prior art date
Application number
RU2014120380A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014120380A (ru
Inventor
Уильям Г. ШЕРИДАН
Карл Л. ХЕЙЗЕЛ
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=51262895&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2667199(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 RU2014120380A publication Critical patent/RU2014120380A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2667199C2 publication Critical patent/RU2667199C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/02—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines
    • F01D1/04—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially axially
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • 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
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/068—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type being characterised by a short axial length relative to the diameter
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/50—Bearings
    • 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

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит вентиляторную секцию, содержащую вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, и редуктор. Редуктор соединен с вентилятором и содержит планетарную приводную зубчатую передачу с заторможенным водилом с передаточным отношением, составляющим по меньшей мере 1,5. При этом вентилятор выполнен с возможностью вращения с обеспечением величины приведенной окружной скорости концевой части лопатки вентилятора более 1150, но менее 1400 футов в секунду. При этом степень двухконтурности составляет от 11,0 до 22,0. Технический результат настоящего изобретения заключается в улучшении характеристик газотурбинных двигателей, включая повышение теплового, передаточного и тягового коэффициентов полезного действия. 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Предпосылки создания изобретения
[0001] Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю и более конкретно к способу задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя.
[0002] Газотурбинный двигатель может содержать вентиляторную секцию, компрессорную секцию, секцию камеры сгорания и турбинную секцию. Воздух, поступающий в компрессорную секцию, сжимается и подается в секцию камеры сгорания, где он смешивается с топливом и воспламеняется, образуя высокоскоростную вытекающую струю газа. Эта высокоскоростная вытекающая струя газа проходит в турбинную секцию, приводя в движение компрессор и вентиляторную секцию. Наряду с другими видоизменениями компрессорная секция может содержать компрессоры низкого и высокого давления, а турбинная секция может содержать турбины низкого и высокого давления.
[0003] Обычно турбина высокого давления посредством наружного вала приводит в движение компрессор высокого давления, образуя высоконапорный каскад, а турбина низкого давления при помощи внутреннего вала приводит в движение компрессор низкого давления, образуя низконапорный каскад. Вентиляторную секцию также может приводить в движение внутренний вал. Безредукторный газотурбинный двигатель может содержать вентиляторную секцию, приводимую в движение низконапорным каскадом, при этом компрессор низкого давления, турбина низкого давления и вентиляторная секция вращаются с одинаковой скоростью в одном направлении.
[0004] Устройство для уменьшения скорости, которое может представлять собой зубчатую передачу вентиляторного привода или другой механизм, можно использовать в качестве привода вентиляторной секции, при этом вентиляторная секция может вращаться со скоростью, отличной от скорости турбинной секции. Это позволяет получить общее увеличение тягового коэффициента полезного действия
двигателя. В такой конструкции двигателя вал, приводимый в движение одной из турбинных секций, обеспечивает выход для редуктора, который приводит в движение вентиляторную секцию с уменьшением скорости, таком образом, турбинная секция и вентиляторная секция могут вращаться со скоростями, близкими к оптимальным.
[0005] В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель по патенту US 8257024, в качестве других аналогов -газотурбинные двигатели, известные из следующих англоязычных документов: «The PW1000G PurePower (RTM) New Engine Concept and its Impact on MRO, Jayant Sabries и др., декабрь 2010, стр. 1-45, ХР 055155262», «Engine Design Studies for a Silent Aircraft, Cesare A. Hall и др., Журнал Турбомашины, т. 129, №3, 1 июля 2007, стр. 479, ХР 055155366» и из американской заявки US 2012/0237334. Хотя, в целом, известно, что газотурбинные двигатели, использующие механизмы регулирования скорости, могут повышать тяговый коэффициент полезного действия по сравнению с традиционными двигателями, изготовители газотурбинных двигателей продолжают поиски дополнительных улучшений характеристик двигателей, включая повышение теплового, передаточного и тягового коэффициентов полезного действия. Таким образом, задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в улучшении характеристик газотурбинных двигателей, включая повышение теплового, передаточного и тягового коэффициентов полезного действия.
Сущность изобретения
[0006] Газотурбинный двигатель согласно одному аспекту настоящего изобретения содержит, в частности, вентиляторную секцию, содержащую вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, и редуктор, который соединяется с вентилятором. Редуктор содержит приводную планетарную зубчатую передачу с заторможенным водилом с передаточным отношением, составляющим, по меньшей мере 1,5. Окружная скорость концевой части лопатки вентилятора составляет менее 1400 футов в секунду.
[0007] В следующем неограничительном варианте осуществления газотурбинного двигателя редуктор имеет передаточное отношение планетарной зубчатой передачи с заторможенным водилом, составляющее по меньшей мере 2,6.
[0008] В следующем неограничительном варианте осуществления одного из вышеуказанных газотурбинных двигателей редуктор имеет передаточное отношение зубчатой передачи, меньшее или равное 4,1.
[0009] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей имеется степень двухконтурности, превышающая приблизительно 6,0.
[00010] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей степень двухконтурности составляет от приблизительно 11,0 до приблизительно 22,0.
[00011] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных планетарная передача содержит центральное зубчатое колесо, множество сателлитов с заторможенным водилом, кольцевое зубчатое колесо и водило.
[00012] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей каждый из множества сателлитов содержит по меньшей мере один подшипник.
[00013] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей водило зафиксировано без возможности вращения.
[00014] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей турбина низкого давления механически соединена с центральным зубчатым колесом.
[00015] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей вентиляторная секция механически соединена с кольцевым зубчатым колесом.
[00016] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей входная часть редуктора выполнена с возможностью вращения в первом направлении, а выходная часть редуктора выполнена с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому направлению.
[00017] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей, турбинная секция низкого давления соединяется с редуктором. Турбинная секция низкого давления содержит по меньшей мере три ступени, но не более четырех ступеней.
[00018] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных газотурбинных двигателей окружная скорость концевой части лопатки вентилятора превышает 1000 футов в секунду.
[00019] Способ улучшения характеристик газотурбинного двигателя согласно другому аспекту настоящего изобретения включает в себя, в частности, определение граничных условий для окружной скорости концевой части для по меньшей мере одной лопатки вентиляторной секции и определение граничных условий для ротора турбины низкого давления. Уровень напряжений использует ограничения в роторе турбины низкого давления и по меньшей мере в одной лопатке вентилятора для того, чтобы определить, соответствует ли скорость вращения вентиляторной секции и турбины низкого давления требуемому числу рабочих циклов.
[00020] В следующем неограничительном варианте осуществления вышеуказанного способа редуктор соединяется с вентиляторной секцией и турбиной низкого давления и имеет передаточное отношение, составляющее по меньшей мере приблизительно 1,5 и не превышающее приблизительно 4,1.
[00021] В следующем неограничительном варианте осуществления одного из вышеуказанных способов коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,7.
[00022] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,48.
[00023] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов степень двухконтурности составляет от приблизительно 11 до приблизительно 22.
[00024] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов окружная скорость концевой части по меньшей мере одной лопатки вентилятора составляет менее 1400 футов в секунду.
[00025] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов, если уровень напряжений в роторе или по меньшей мере в одной лопатке вентилятора является слишком высоким, чтобы обеспечить требуемое число рабочих циклов, то передаточное отношение редуктора уменьшается, а число ступеней турбины низкого давления увеличивается.
[00026] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных способов, если уровень напряжений в роторе или по меньшей мере в одной лопатке вентилятора является слишком высоким, чтобы обеспечивать требуемое число рабочих циклов, то передаточное отношение редуктора уменьшается, а площадь сечения кольцевого канала турбины низкого давления увеличивается.
[00027] Различные характеристики и достоинства настоящего изобретения являются очевидными для специалистов в данной области техники из приведенного ниже описания. Чертежи, прилагаемые к подробному описанию, можно кратко описать следующим образом.
Краткое описание чертежей
[00028] Фиг. 1 иллюстрирует схематический вид в поперечном сечении примера осуществления газотурбинного двигателя.
[00029] Фиг. 2 иллюстрирует схематический вид одной конфигурации низконапорного каскада, которую можно использовать в газотурбинном двигателе.
[00030] Фиг. 3 иллюстрирует зубчатую передачу вентиляторного привода, которую можно использовать в газотурбинном двигателе.
Подробное раскрытие изобретения
[00031] Фиг. 1 схематически иллюстрирует газотурбинный двигатель 20. Показанный на чертеже газотурбинный двигатель 20 представляет собой двухкаскадный турбовентиляторный двигатель, который в общем случае содержит вентиляторную секцию 22, компрессорную секцию 24, секцию 26 камеры сгорания и турбинную секцию 28. Альтернативные двигатели могут содержать секцию усилителя тяги (не показана) наряду с другими системами или характеристиками. Вентиляторная секция 22 перемещает воздух по обводной траектории В, в то время как компрессорная секция 24 перемещает воздух по центральной траектории С для сжатия и подачи в секцию 26 камеры сгорания. Горячие газообразные продукты сгорания, образующиеся в секции 26 камеры сгорания, проходят в турбинную секцию 28. В описанном неограничительном варианте осуществления показан двухкаскадный турбовентиляторный газотурбинный двигатель, однако, следует понимать, что описанные здесь концепции не ограничены двухкаскадными турбовентиляторными двигателями, и эти положения могут быть распространены на другие типы двигателей, включая, в частности, но без ограничения, трехкаскадные конструкции двигателей.
[00032] Показанный газотурбинный двигатель 20, в целом, содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, установленный с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя. Низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32 могут быть присоединены к статической части 33 двигателя при помощи нескольких подшипниковых систем 31. При этом следует понимать, что альтернативно или дополнительно могут быть
предусмотрены другие подшипниковые системы 31, и расположение подшипниковых систем 31 может изменяться в зависимости от конкретного применения.
[00033] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 34, который присоединяет вентилятор 36, компрессор 38 низкого давления и турбину 39 низкого давления. Внутренний вал 34 может соединяться с вентилятором 36 при помощи механизма переключения скоростей, который в показанном газотурбинном двигателе 20 представлен в виде редукторной конструкции 45, в частности, редукторной системы 50 вентиляторного привода (см. фиг. 2 и 3). Механизм переключения скоростей приводит в движение вентилятор 36 с меньшей скоростью, чем низкоскоростной каскад 30. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 35, который присоединяет компрессор 37 высокого давления, и турбину 40 высокого давления. В этом варианте осуществления внутренний вал 34 и наружный вал 35 опираются в различных осевых позициях на подшипниковые системы 31, расположенные в статической части 33 двигателя.
[00034] Камера 42 сгорания расположена в показанной газовой турбине 20 между компрессором 37 высокого давления и турбиной 40 высокого давления. Центральная опора 44 турбины может быть, как правило, расположена между турбиной 40 высокого давления и турбиной 39 низкого давления. На центральную опору 44 турбины могут опираться одна или более подшипниковых систем 31 турбинной секции 28. Центральная опора 44 турбины может содержать одну или более аэродинамических поверхностей 46, которые проходят внутри центральной траектории С потока. При этом следует понимать, что любое из положений вентиляторной секции 22, компрессорной секции 24, секции 26 камеры сгорания, турбинной секции 28 и редукторной системы 50 вентиляторного привода может быть изменено. Так, например, редукторная система 50 может быть расположена позади секции 26 камеры сгорания или даже позади турбинной секции 28, а вентиляторная секция 22 может быть расположена впереди или позади редукторной системы 50.
[00035] Внутренний вал 34 и наружный вал 35 являются концентричными и вращаются при помощи подшипниковых систем 31 вокруг центральной продольной оси А двигателя, которая является коллинеарной их продольным осям.
Центральный воздушный поток сжимается компрессором 38 низкого давления и компрессором 37 высокого давления, смешивается с топливом и сжигается в камере 42 сгорания, а затем в виде потока газообразных продуктов сгорания проходит в турбину 40 высокого давления и турбине 39 низкого давления. Под действием этого потока турбина 40 высокого давления и турбина 39 низкого давления приводят во вращение соответствующий высокоскоростной каскад 32 и низкоскоростной каскад 30.
[00036] В неограничительном варианте осуществления газотурбинный двигатель 20 представляет собой редукторный авиационный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В другом примере степень двухконтурности газотурбинного двигателя 20 превышает приблизительно шесть (6:1). Редукторная система 45 может содержать эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу, планетарную зубчатую передачу с заторможенным водилом или другую зубчатую передачу. Редукторная система 45 позволяет низкоскоростному каскаду 30 работать при более высоких скоростях, что может обеспечивать увеличение коэффициента эксплуатации компрессора 38 низкого давления и турбины 39 низкого давления и создавать повышенное давление при уменьшении числа ступеней.
[00037] Коэффициент давления турбины 39 низкого давления может представлять собой отношение давления, измеренного перед входом турбины 39 низкого давления к давлению на выходе турбины 39 низкого давления и перед выпускным соплом газотурбинного двигателя 20. В одном неограничительном варианте осуществления степень двухконтурности газотурбинного двигателя 20 превышает приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно больше, чем диаметр компрессора 38 низкого давления, и турбина 39 низкого давления имеет коэффициент давления, который превышает приблизительно пять (5:1). В другом неограничительном варианте осуществления степень двухконтурности составляет более 11 и менее 22, или более 13 и менее 20. Однако при этом следует понимать, что вышеуказанные параметры относятся только к двигателю с редукторной конструкцией или к другому двигателю, в котором используется механизм переключения скоростей, в то время как настоящее изобретение может быть использовано с другими газотурбинными двигателями, включая прямоприводные
турбовентиляторы. В одном неограничительном варианте осуществления турбина 39 низкого давления содержит по меньшей мере одну ступень и не более, чем восемь ступеней, или по меньшей мере три ступени и не более чем шесть ступеней. В другом неограничительном варианте осуществления турбина 39 низкого давления содержит по меньшей мере три ступени и не более чем четыре ступени.
[00038] В этом варианте осуществления показанного газотурбинного двигателя 20 значительная часть силы тяги обеспечивается по обводной траектории В вследствие высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 22 газотурбинного двигателя 20 предназначена для определенного конкретного режима полета, обычно представляющего собой крейсерский режим приблизительно при 0.8 Маха и около 35,000 футов. Этот режим полета при оптимальном потреблении топлива газотурбинным двигателем 20 известен также как крейсерский полет при минимальном удельном расходе топлива по тяге (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption). TSFC представляет собой промышленный стандартный параметр потребления топлива на единицу тяги.
[00039] Коэффициент давления в вентиляторе представляет собой отношение давлений на лопатке вентиляторной секции 22 без применения системы выходной направляющей лопатки вентилятора. Нижний коэффициент давления в вентиляторе согласно одному неограничительному варианту осуществления газотурбинного двигателя 20 составляет менее 1,45. В другом неограничительном варианте осуществления газотурбинного двигателя 20 коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,38 и более 1,25. В еще одном неограничительном варианте осуществления отношение давлений в вентиляторе составляет менее 1,48. В следующем неограничительном варианте осуществления коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,52. В еще одном неограничительном варианте осуществления коэффициент давления в вентиляторе составляет менее 1,7. Нижняя приведенная окружная скорость концевой части лопатки вентилятора представляет собой фактическую окружную скорость концевой части лопатки вентилятора, поделенную на стандартную температурную поправку, принятую в промышленности, [(Tram°R)/(518.7°R)]0,5, где Т представляет собой температуру окружающей среды в градусах Ранкина. Нижняя приведенная окружная скорость концевой части лопатки вентилятора согласно одному неограничительному
варианту осуществления газотурбинного двигателя 20 составляет менее, чем приблизительно 1150 футов в секунду (351 м/с). Нижняя приведенная окружная скорость концевой части лопатки вентилятора согласно другому неограничительному варианту осуществления газотурбинного двигателя 20 составляет менее, чем приблизительно 1400 футов в секунду (427 м/с). Нижняя приведенная окружная скорость концевой части лопатки вентилятора согласно еще одному неограничительному варианту осуществления газотурбинного двигателя 20 составляет более, чем приблизительно 1000 футов в секунду (305 м/с).
[00040] Фиг. 2 схематически иллюстрирует низкоскоростной каскад 30 газотурбинного двигателя 20. Низкоскоростной каскад 30 содержит вентилятор 36, компрессор 38 низкого давления, и турбину 39 низкого давления. Внутренний вал 34 соединяет вентилятор 36, компрессор 38 низкого давления и турбину 39 низкого давления. Внутренний вал 34 соединяется с вентилятором 36 при помощи зубчатой передачи 50 вентиляторного привода. В этом варианте осуществления зубчатая передача 50 вентиляторного привода обеспечивает вращение турбины 39 низкого давления и вентилятора 36 в противоположных направлениях. Так, например, вентилятор 36 вращается в первом направлении D1, в то время как турбина 39 низкого давления вращается во втором направлении D2, которое является противоположным первому направлению D1.
[00041] Фиг. 3 иллюстрирует вариант осуществления зубчатой передачи 50 вентиляторного привода, используемой в газотурбинном двигателе 20 для обеспечения вращения вентилятора 36 и турбины 39 низкого давления в противоположных направлениях. В этом варианте осуществления зубчатая передача 50 вентиляторного привода содержит планетарную зубчатую передачу заторможенным водилом с центральным зубчатым колесом 52, кольцевым зубчатым колесом 54, расположенным вокруг центрального зубчатого колеса 52, и множеством сателлитов 56 с заторможенным водилом, которые имеют опорные подшипники 57 и расположены между центральным зубчатым колесом 52 и кольцевым зубчатым колесом 54. Неподвижное водило 58 является несущим элементом и соединено с каждым из сателлитов 56. В этом варианте осуществления неподвижное водило 58 не вращается и соединено с неподвижной частью 55 конструкции газотурбинного двигателя 20.
[00042] Центральное зубчатое колесо 52 запускается турбиной 39 низкого давления (см. фиг. 2) и вращается в первом направлении D1, вращая при этом множество сателлитов 56 с заторможенным водилом во втором направлении D2, которое является противоположным первому направлению D1. Движение множества сателлитов 56 передается кольцевому зубчатому колесу 54, которое вращается во втором направлении D2, противоположном первому направлению D1 вращения центрального зубчатого колеса 52. Кольцевое зубчатое колесо 54 соединяется с вентилятором 36, обеспечивая вращение вентилятора 36 (см. фиг. 2) во втором направлении D2.
[00043] Передаточное отношение планетарной передачи с заторможенным водилом в зубчатой передаче 50 вентиляторного привода определяется путем измерения диаметра кольцевого зубчатого колеса 54 и деления этого диаметра на диаметр центрального зубчатого колеса 52. В одном варианте осуществления передаточное отношение планетарной передачи с заторможенным водилом в редукторной системе 45 составляет от 1,5 до 4,1. В другом варианте осуществления передаточное отношение в зубчатой передаче 50 вентиляторного привода составляет от 2,6 до 4,1. Если передаточное отношение планетарной передачи с заторможенным водилом составляет менее 1,5, то центральное зубчатое колесо 52 является гораздо большим, чем сателлиты 56. Эта разница размеров уменьшает нагрузку на сателлиты 56, благодаря уменьшению размера опорных подшипников 57 сателлитов. Если передаточное отношение планетарной передачи с заторможенным водилом превышает 4.1, то центральное зубчатое колесо 52 может быть гораздо меньшим, чем сателлиты 56. Эта разница размеров увеличивает размер опорных подшипников 57 сателлитов 56, но уменьшает нагрузку на центральное зубчатое колесо 52, благодаря уменьшению его размера и числа зубьев. Альтернативно этому вместо опорных подшипников 57 можно использовать роликовые подшипники.
[00044] Улучшение характеристик газотурбинного двигателя 20 начинается с определения граничных условий для окружной скорости концевой части, по меньшей мере, для одной лопатки вентилятора 36, чтобы определить скорость концевой части лопатки вентилятора. Максимальный диаметр вентилятора определяется на основании расчетного количества сжигаемого топлива, которое
получается из составления баланса коэффициента полезного действия двигателя, массы воздуха, поступающего по обводной траектории В, и увеличения массы двигателя при увеличении размера лопаток вентилятора.
[00045] Затем определяют граничные условия для ротора каждой ступени турбины 39 низкого давления, чтобы установить скорость кромки ротора и определить размер ротора и число ступеней турбины 39 низкого давления, исходя из коэффициента полезного действия турбины 39 низкого давления и компрессора 38 низкого давления.
[00046] Ограничения, которые касаются уровней напряжения в роторе и лопатке вентилятора, используются для того, чтобы определить, соответствует ли скорость вращения вентилятора 36 и турбины 39 низкого давления требуемому числу рабочих циклов. Если уровни напряжений в роторе или лопатке вентилятора являются слишком высокими, то передаточное отношение зубчатой передачи 50 вентиляторного привода можно уменьшить, а число ступеней турбины 39 низкого давления или площадь поперечного сечения кольцевого канала турбины 39 низкого давления можно увеличить.
[00047] Хотя различные неограничительные варианты осуществления показаны с конкретными компонентами, варианты осуществления настоящего изобретения не ограничены этими конкретными комбинациями. Возможно использование некоторых компонентов или характеристик из одних неограничительных вариантов осуществления в сочетании с характеристиками или компонентами из каких-либо других неограничительных вариантов осуществления.
[00048] Следует понимать, что одинаковыми ссылочными номерами на нескольких чертежах обозначены соответствующие или сходные элементы. Следует также понимать, что, хотя в представленных вариантах осуществления описано и показано определенное размещение компонентов, другие компоновки также могут быть успешно использованы в соответствии с положениями настоящего изобретения.
[00049] Приведенное выше описание следует интерпретировать как иллюстративное, а не как ограничительное в каком-либо смысле. Для рядового специалиста в данной области техники очевидно, что определенные видоизменения могут входить в объем данного изобретения. По этим причинам следует изучить прилагаемую формулу изобретения, чтобы определить истинный объем и содержание настоящего изобретения.

Claims (13)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентиляторную секцию, содержащую вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси; и
редуктор, соединенный с вентилятором и содержащий планетарную приводную зубчатую передачу с заторможенным водилом с передаточным отношением, составляющим по меньшей мере 1,5,
при этом вентилятор выполнен с возможностью вращения с обеспечением величины приведенной окружной скорости концевой части лопатки вентилятора более 1150, но менее 1400 футов в секунду, при этом степень двухконтурности составляет от 11,0 до 22,0.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором редуктор имеет передаточное отношение планетарной зубчатой передачи с заторможенным водилом, составляющее по меньшей мере 2,6.
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором редуктор имеет передаточное отношение зубчатой передачи, меньшее или равное 4,1.
4. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором планетарная передача с заторможенным водилом содержит центральное зубчатое колесо, множество сателлитов, кольцевое зубчатое колесо и водило.
5. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором каждое из множества зубчатых колес содержит по меньшей мере один подшипник.
6. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором водило зафиксировано без возможности вращения.
7. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором турбина низкого давления механически соединена с центральным зубчатым колесом.
8. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором вентиляторная секция механически соединена с кольцевым зубчатым колесом.
9. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором входная часть редуктора выполнена с возможностью вращения в первом направлении, а выходная часть редуктора выполнена с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому направлению.
10. Газотурбинный двигатель по п. 1, содержащий турбинную секцию низкого давления, связанную с редуктором, которая содержит по меньшей мере три ступени, но не более четырех ступеней.
RU2014120380A 2013-02-04 2013-09-23 Способ задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя RU2667199C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/758,075 2013-02-04
US13/758,075 US8753065B2 (en) 2012-09-27 2013-02-04 Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
PCT/US2013/061115 WO2014120286A1 (en) 2013-02-04 2013-09-23 Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014120380A RU2014120380A (ru) 2016-07-10
RU2667199C2 true RU2667199C2 (ru) 2018-09-17

Family

ID=51262895

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014120380A RU2667199C2 (ru) 2013-02-04 2013-09-23 Способ задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (3) US8753065B2 (ru)
EP (2) EP2780570A4 (ru)
JP (2) JP2015509166A (ru)
CN (3) CN104379906B (ru)
BR (1) BR112014010203B1 (ru)
RU (1) RU2667199C2 (ru)
WO (1) WO2014120286A1 (ru)

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8807916B2 (en) * 2012-09-27 2014-08-19 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a 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
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US20160003142A1 (en) 2014-06-11 2016-01-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with gearbox seal
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
EP3093473A1 (en) * 2015-05-06 2016-11-16 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US9611034B1 (en) 2015-11-03 2017-04-04 United Technologies Corporation Wide fuselage aircraft with increased boundary layer ingestion
US10508562B2 (en) 2015-12-01 2019-12-17 United Technologies Corporation Geared turbofan with four star/planetary gear reduction
CN105443270B (zh) * 2015-12-29 2017-11-03 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空涡轮风扇发动机
US10633090B2 (en) 2016-03-17 2020-04-28 United Technologies Corporation Cross flow fan with exit guide vanes
US10472081B2 (en) 2016-03-17 2019-11-12 United Technologies Corporation Cross flow fan for wide aircraft fuselage
US11149578B2 (en) * 2017-02-10 2021-10-19 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US11174916B2 (en) * 2019-03-21 2021-11-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft engine reduction gearbox
US20200385133A1 (en) * 2019-06-06 2020-12-10 Gulfstream Aerospace Corporation Engine and thrust control of aircraft in no dwell zone
US11274729B2 (en) * 2019-07-18 2022-03-15 Rolls-Royce Plc Turbofan gas turbine engine with gearbox
JP7333247B2 (ja) 2019-11-01 2023-08-24 三菱重工コンプレッサ株式会社 アンモニアプラント合成ガス圧縮機トレイン
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
US11268453B1 (en) 2021-03-17 2022-03-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Lubrication system for aircraft engine reduction gearbox
US11421663B1 (en) 2021-04-02 2022-08-23 Ice Thermal Harvesting, Llc Systems and methods for generation of electrical power in an organic Rankine cycle operation
US11480074B1 (en) 2021-04-02 2022-10-25 Ice Thermal Harvesting, Llc Systems and methods utilizing gas temperature as a power source
US11486370B2 (en) 2021-04-02 2022-11-01 Ice Thermal Harvesting, Llc Modular mobile heat generation unit for generation of geothermal power in organic Rankine cycle operations
US11293414B1 (en) 2021-04-02 2022-04-05 Ice Thermal Harvesting, Llc Systems and methods for generation of electrical power in an organic rankine cycle operation
US11592009B2 (en) 2021-04-02 2023-02-28 Ice Thermal Harvesting, Llc Systems and methods for generation of electrical power at a drilling rig
US11644015B2 (en) 2021-04-02 2023-05-09 Ice Thermal Harvesting, Llc Systems and methods for generation of electrical power at a drilling rig
US20220316452A1 (en) 2021-04-02 2022-10-06 Ice Thermal Harvesting, Llc Systems for generating geothermal power in an organic rankine cycle operation during hydrocarbon production based on working fluid temperature
US11326550B1 (en) 2021-04-02 2022-05-10 Ice Thermal Harvesting, Llc Systems and methods utilizing gas temperature as a power source
US11493029B2 (en) 2021-04-02 2022-11-08 Ice Thermal Harvesting, Llc Systems and methods for generation of electrical power at a drilling rig
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11661851B1 (en) 2022-11-14 2023-05-30 General Electric Company Turbomachine and method of assembly
US11852161B1 (en) 2022-11-14 2023-12-26 General Electric Company Turbomachine and method of assembly

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2302545C2 (ru) * 2002-03-01 2007-07-10 Дженерал Электрик Компани Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления
US20100150702A1 (en) * 2006-07-05 2010-06-17 United Technologies Corporation Flexible shaft for gas turbine engine
US20100154384A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Jan Christopher Schilling Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
US8257024B1 (en) * 2012-01-27 2012-09-04 United Technologies Corporation Geared turbomachine fluid delivery system
US20120291415A1 (en) * 2006-10-12 2012-11-22 Marshall Richard M Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser

Family Cites Families (78)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2154532A (en) 1936-05-14 1939-04-18 United Aircraft Corp Propeller drive for oppositely rotating coaxial propellers
US3287906A (en) 1965-07-20 1966-11-29 Gen Motors Corp Cooled gas turbine vanes
GB1350431A (en) 1971-01-08 1974-04-18 Secr Defence Gearing
US3892358A (en) 1971-03-17 1975-07-01 Gen Electric Nozzle seal
GB1487324A (en) 1973-11-15 1977-09-28 Rolls Royce Gas turbine engines
US4130872A (en) 1975-10-10 1978-12-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method and system of controlling a jet engine for avoiding engine surge
GB1516041A (en) 1977-02-14 1978-06-28 Secr Defence Multistage axial flow compressor stators
GB2041090A (en) 1979-01-31 1980-09-03 Rolls Royce By-pass gas turbine engines
US4493184A (en) 1983-03-07 1985-01-15 United Technologies Corporation Pressurized nacelle compartment for active clearance controlled gas turbine engines
US4817382A (en) * 1985-12-31 1989-04-04 The Boeing Company Turboprop propulsion apparatus
GB8630754D0 (en) 1986-12-23 1987-02-04 Rolls Royce Plc Turbofan gas turbine engine
US4969325A (en) * 1989-01-03 1990-11-13 General Electric Company Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine
US5102379A (en) 1991-03-25 1992-04-07 United Technologies Corporation Journal bearing arrangement
CA2100319C (en) 1992-08-31 2003-10-07 Michael J. Deaner Advanced polymer/wood composite structural member
US5389048A (en) 1993-03-24 1995-02-14 Zexel-Gleason Usa, Inc. Parallel-axis differential with triplet combination gears
US5447411A (en) 1993-06-10 1995-09-05 Martin Marietta Corporation Light weight fan blade containment system
US5466198A (en) 1993-06-11 1995-11-14 United Technologies Corporation Geared drive system for a bladed propulsor
US5524847A (en) 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
US5433674A (en) 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
US5778659A (en) 1994-10-20 1998-07-14 United Technologies Corporation Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems
DE69521816T2 (de) 1994-12-14 2002-04-04 United Technologies Corp Druckkontrolle eines verdichters mittels messung eines asymetrischen luftstroms
US5685797A (en) 1995-05-17 1997-11-11 United Technologies Corporation Coated planet gear journal bearing and process of making same
US5857836A (en) 1996-09-10 1999-01-12 Aerodyne Research, Inc. Evaporatively cooled rotor for a gas turbine engine
US5975841A (en) 1997-10-03 1999-11-02 Thermal Corp. Heat pipe cooling for turbine stators
JP2001073875A (ja) * 1999-09-01 2001-03-21 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 超高バイパス比エンジン
US6223616B1 (en) 1999-12-22 2001-05-01 United Technologies Corporation Star gear system with lubrication circuit and lubrication method therefor
US6318070B1 (en) 2000-03-03 2001-11-20 United Technologies Corporation Variable area nozzle for gas turbine engines driven by shape memory alloy actuators
US6672838B1 (en) 2000-07-27 2004-01-06 General Electric Company Method for making a metallic article with integral end band under compression
JP2002303147A (ja) * 2001-04-05 2002-10-18 Toyota Motor Corp 可変容量型ターボチャージャ
US6966174B2 (en) 2002-04-15 2005-11-22 Paul Marius A Integrated bypass turbojet engines for air craft and other vehicles
US6607165B1 (en) 2002-06-28 2003-08-19 General Electric Company Aircraft engine mount with single thrust link
US6814541B2 (en) 2002-10-07 2004-11-09 General Electric Company Jet aircraft fan case containment design
US7021042B2 (en) * 2002-12-13 2006-04-04 United Technologies Corporation Geartrain coupling for a turbofan engine
US6964155B2 (en) * 2002-12-30 2005-11-15 United Technologies Corporation Turbofan engine comprising an spicyclic transmission having bearing journals
US6895741B2 (en) 2003-06-23 2005-05-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Differential geared turbine engine with torque modulation capability
US7328580B2 (en) 2004-06-23 2008-02-12 General Electric Company Chevron film cooled wall
MX2007000341A (es) 2004-07-14 2007-03-27 Fluor Tech Corp Configuraciones y metodos para generacion de energia con regasificacion de gas natural licuado integrado.
US8096753B2 (en) 2004-12-01 2012-01-17 United Technologies Corporation Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow
US7845902B2 (en) 2005-02-15 2010-12-07 Massachusetts Institute Of Technology Jet engine inlet-fan system and design method
US7374403B2 (en) * 2005-04-07 2008-05-20 General Electric Company Low solidity turbofan
US8772398B2 (en) 2005-09-28 2014-07-08 Entrotech Composites, Llc Linerless prepregs, composite articles therefrom, and related methods
US7726113B2 (en) 2005-10-19 2010-06-01 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
NO327155B1 (no) 2005-10-19 2009-05-04 Fast Search & Transfer Asa Fremgangsmåte for å vise videodata innenfor resultatpresentasjoner i systemer for aksessering og søking av informasjon
US7591754B2 (en) 2006-03-22 2009-09-22 United Technologies Corporation Epicyclic gear train integral sun gear coupling design
US20080003096A1 (en) 2006-06-29 2008-01-03 United Technologies Corporation High coverage cooling hole shape
US8585538B2 (en) 2006-07-05 2013-11-19 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine
US7704178B2 (en) 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
US8667688B2 (en) 2006-07-05 2014-03-11 United Technologies Corporation Method of assembly for gas turbine fan drive gear system
US8753243B2 (en) * 2006-08-15 2014-06-17 United Technologies Corporation Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme
US8858388B2 (en) * 2006-08-15 2014-10-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine gear train
US20120213628A1 (en) 2006-08-15 2012-08-23 Mccune Michael E Gas turbine engine with geared architecture
US7815417B2 (en) * 2006-09-01 2010-10-19 United Technologies Corporation Guide vane for a gas turbine engine
EP2074322B1 (en) * 2006-10-12 2013-01-16 United Technologies Corporation Turbofan engine
US8017188B2 (en) 2007-04-17 2011-09-13 General Electric Company Methods of making articles having toughened and untoughened regions
US20120124964A1 (en) 2007-07-27 2012-05-24 Hasel Karl L Gas turbine engine with improved fuel efficiency
US8844265B2 (en) * 2007-08-01 2014-09-30 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US8256707B2 (en) 2007-08-01 2012-09-04 United Technologies Corporation Engine mounting configuration for a turbofan gas turbine engine
US8277174B2 (en) * 2007-09-21 2012-10-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US10151248B2 (en) 2007-10-03 2018-12-11 United Technologies Corporation Dual fan gas turbine engine and gear train
US8205432B2 (en) 2007-10-03 2012-06-26 United Technologies Corporation Epicyclic gear train for turbo fan engine
US8800914B2 (en) * 2008-06-02 2014-08-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US8695920B2 (en) 2008-06-02 2014-04-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
US8807477B2 (en) * 2008-06-02 2014-08-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US7997868B1 (en) 2008-11-18 2011-08-16 Florida Turbine Technologies, Inc. Film cooling hole for turbine airfoil
US8371812B2 (en) 2008-11-29 2013-02-12 General Electric Company Turbine frame assembly and method for a gas turbine engine
US8172716B2 (en) 2009-06-25 2012-05-08 United Technologies Corporation Epicyclic gear system with superfinished journal bearing
US8517672B2 (en) 2010-02-23 2013-08-27 General Electric Company Epicyclic gearbox
US8905713B2 (en) 2010-05-28 2014-12-09 General Electric Company Articles which include chevron film cooling holes, and related processes
US8297916B1 (en) * 2011-06-08 2012-10-30 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9506422B2 (en) * 2011-07-05 2016-11-29 United Technologies Corporation Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
US20130192256A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Geared turbofan engine with counter-rotating shafts
US9816442B2 (en) 2012-01-31 2017-11-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US8261527B1 (en) 2012-01-31 2012-09-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine with geared turbofan and oil thermal management system with unique heat exchanger structure
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
US8807916B2 (en) 2012-09-27 2014-08-19 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
US20140198817A1 (en) 2013-01-14 2014-07-17 Finisar Corporation Lasers With InGaAsP Quantum Wells And GaAsP Barrier Layers
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
WO2014182467A1 (en) 2013-05-08 2014-11-13 United Technologies Corporation Fan drive gear system with improved misalignment capability

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2302545C2 (ru) * 2002-03-01 2007-07-10 Дженерал Электрик Компани Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления
US20100150702A1 (en) * 2006-07-05 2010-06-17 United Technologies Corporation Flexible shaft for gas turbine engine
US20120291415A1 (en) * 2006-10-12 2012-11-22 Marshall Richard M Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser
US20100154384A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Jan Christopher Schilling Geared differential speed counter-rotatable low pressure turbine
US8257024B1 (en) * 2012-01-27 2012-09-04 United Technologies Corporation Geared turbomachine fluid delivery system

Also Published As

Publication number Publication date
US20170051677A1 (en) 2017-02-23
CN104379906A (zh) 2015-02-25
CN106870167B (zh) 2019-03-22
RU2014120380A (ru) 2016-07-10
JP2015509166A (ja) 2015-03-26
BR112014010203B1 (pt) 2022-03-03
CN104379906B (zh) 2017-04-05
EP2780570A1 (en) 2014-09-24
US20140083107A1 (en) 2014-03-27
CN105240133B (zh) 2017-06-13
WO2014120286A8 (en) 2017-09-14
US8753065B2 (en) 2014-06-17
CN105240133A (zh) 2016-01-13
WO2014120286A1 (en) 2014-08-07
EP2780570A4 (en) 2015-05-20
BR112014010203A2 (pt) 2017-05-09
CN106870167A (zh) 2017-06-20
US20180066590A1 (en) 2018-03-08
EP3546727A1 (en) 2019-10-02
US9816443B2 (en) 2017-11-14
JP2015163793A (ja) 2015-09-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2667199C2 (ru) Способ задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя
RU2676150C1 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
US20210215101A1 (en) Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
RU2637159C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
US9739205B2 (en) Geared turbofan with a gearbox upstream of a fan drive turbine
US11286863B2 (en) Gas turbine engine geared architecture
US11073087B2 (en) Gas turbine engine variable pitch fan blade
US20130318999A1 (en) Gas turbine engine with a counter rotating fan
US9869248B2 (en) Two spool gas generator to create family of gas turbine engines
US20150176484A1 (en) Geared turbofan with a gearbox aft of a fan drive turbine
CA2849372C (en) Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
EP3093473A1 (en) Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine