RU2674837C1 - Герметичная передняя камера во время модульной разборки турбореактивного двигателя с редуктором - Google Patents

Герметичная передняя камера во время модульной разборки турбореактивного двигателя с редуктором Download PDF

Info

Publication number
RU2674837C1
RU2674837C1 RU2016118994A RU2016118994A RU2674837C1 RU 2674837 C1 RU2674837 C1 RU 2674837C1 RU 2016118994 A RU2016118994 A RU 2016118994A RU 2016118994 A RU2016118994 A RU 2016118994A RU 2674837 C1 RU2674837 C1 RU 2674837C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shaft
drive
fan
movable
turbojet engine
Prior art date
Application number
RU2016118994A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016118994A (ru
Inventor
Мишель Жильбер Ролан БРО
Натали НОВАКОВСКИ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2016118994A publication Critical patent/RU2016118994A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2674837C1 publication Critical patent/RU2674837C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/05—Shafts or bearings, or assemblies thereof, specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/053—Shafts
    • F04D29/054—Arrangements for joining or assembling shafts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • 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
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/002—Axial flow fans
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D25/00—Pumping installations or systems
    • F04D25/02—Units comprising pumps and their driving means
    • F04D25/04—Units comprising pumps and their driving means the pump being fluid-driven
    • F04D25/045—Units comprising pumps and their driving means the pump being fluid-driven the pump wheel carrying the fluid driving means, e.g. turbine blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/05—Shafts or bearings, or assemblies thereof, specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/056—Bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/06—Lubrication
    • F04D29/063—Lubrication specially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/10—Shaft sealings
    • F04D29/102—Shaft sealings especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet 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
    • F05D2240/60—Shafts
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, приводимый во вращение через вентиляторный вал, установленный по меньшей мере в двух первых подшипниках, турбинным валом, установленным по меньшей мере в одном втором подшипнике, содержащем неподвижное кольцо и подвижное кольцо, при этом упомянутый турбинный вал вращает упомянутый вентиляторный вал через редукторное устройство понижения скорости вращения, при этом упомянутое устройство понижения скорости вращения и упомянутые первые и второй подшипники расположены в смазочной камере, кожух которой содержит неподвижные части и подвижные части, соединенные друг с другом при помощи уплотнительных средств, при этом упомянутое редукторное устройство понижения скорости содержит входное колесо, выполненное с возможностью восприятия момента, передаваемого упомянутым турбинным валом через приводные средства, связанные с упомянутым подвижным кольцом, отличающийся тем, что смазочная камера образует кольцо, коаксиальное с турбинным валом, и упомянутые приводные средства содержат приводную коронную шестерню, образующую часть подвижных герметичных стенок кожуха смазочной камеры. Технический результат: обеспечение герметичного разделения модулей. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей и, в частности, к области турбореактивных двигателей, содержащих редукторный привод вентилятора или соответственно воздушного винта.
Классически газотурбинные двигатели содержат, начиная от входа, один или несколько расположенных последовательно компрессорных модулей, которые сжимают воздух, всасываемый в воздухозаборник. Затем воздух поступает в камеру сгорания, где он смешивается с топливом и сгорает. Газообразные продукты сгорания проходят через один или несколько турбинных модулей, которые вращают компрессор или компрессоры. Наконец, газы выходят либо в сопло для создания силы тяги, либо на свободную турбину для производства мощности, которая отбирается на трансмиссионном валу.
Современные двухконтурные турбореактивные двигатели с высокой степенью двухконтурности или турбовентиляторные двигатели содержат несколько компрессорных ступеней, в частности, компрессор низкого давления (НД) и компрессор высокого давления (ВД), которые принадлежат к первичному корпусу двигателя. На входе компрессора низкого давления расположено колесо подвижных лопаток большого размера или вентилятор, который питает одновременно первичный поток, проходящий через компрессоры НД и ВД, и холодный поток или вторичный поток, который проходит напрямую в сопло холодного потока, называемое вторичным соплом. Вентилятор приводится во вращение валом вращения корпуса НД и, как правило, вращается с той же скоростью, что и этот корпус. Однако предпочтительно, чтобы вентилятор вращался с более низкой скоростью, чем вал НД, в частности, когда этот вентилятор имеет большие размеры, чтобы добиться его лучшей аэродинамической адаптации. Для этого между валом НД и валом вентилятора располагают редуктор. Такая конфигурация описана, в частности, в патентных заявках FR 1251655 и 1251656, поданных 23 февраля 2012 года.
Современные газотурбинные двигатели обычно выполнены в виде сборки модулей, которые могут содержать неподвижные части и подвижные части. Модуль определяют как узел, который имеет достаточно точные геометрические характеристики на уровне своих граничных соединений со смежными модулями, чтобы его можно было поставлять индивидуально, и который прошел специальную балансировку, если он содержит вращающиеся части. Сборка модулей позволяет получить двигатель в комплекте и максимально сократить операции балансировки и подгонки деталей на уровне граничных соединений. Как правило, вентилятор, вал вентилятора и редуктор являются частью одного модуля, называемого вентиляторным модулем.
Вращающиеся детали, такие как вал или валы вращения, компрессор или компрессоры и турбина или турбины, установлены на конструктивных деталях, называемых промежуточным картером спереди и выпускным картером сзади, при помощи подшипников скольжения и качения, которые заключены в камерах для обеспечения их смазки и их охлаждения. Таким образом, как правило, газотурбинные двигатели содержат по меньшей мере две смазочные камеры, одна из которых находится спереди и содержит подшипники, расположенные со стороны компрессоров или вентилятора, а другая находится сзади и содержит подшипники, расположенные со стороны турбин. Эти камеры образованы посредством соединения подвижных стенок и неподвижных стенок, между которыми расположены устройства типа лабиринтных прокладок для обеспечения между ними герметичности.
В современных газотурбинных двигателях с редуктором, как правило, редуктор приводится во вращение напрямую валом НД при помощи шлиц, выполненных на передней концевой части вала, которые взаимодействуют с зубчатым колесом редуктора, находящимся на уровне его внутренней цилиндрической стенки.
Основным недостатком этого решения является то, что оно не совместимо с модульностью, которой добиваются для современных двигателей. Действительно, необходимо иметь возможность разобрать двигатель на небольшое число больших элементов, называемых основными модулями и образованных соединением нескольких элементарных модулей. В данном случае желательно иметь возможность разложить двигатель как для предварительной сборки, так и для разборки на три основных модуля, при этом первый основной модуль образован на входе модулями компрессоров низкого давления, второй основной модуль состоит из частей высокого давления, и третий основной модуль на выходе образован модулями турбин низкого давления.
Для осуществления этой разборки необходимо отсоединить первый основной модуль от вала НД, который либо оставляют соединенным с модулем турбины НД, либо извлекают из двигателя. При этом извлечение вала НД разрывает непрерывность кожуха передней герметичной камеры и нарушает ее герметичность. По этой причине демонтаж вала сопровождается сливом масла из этой камеры, количество которого является относительно большим с учетом смазки, необходимой для шестерен редуктора. Обслуживающий персонал должен предпринимать меры предосторожности, чтобы избежать загрязнения этим маслом, которое может неконтролируемо разливаться и которое необходимо собирать в том числе с целью последующего повторного монтажа.
Кроме того, когда камеру открывают, во время обслуживания масло камеры может загрязниться от внешних источников. Эта проблема является еще более чувствительной для нормальной работы редуктора с подшипниками скольжения по сравнению с редуктором с подшипниками качения, так как она требует масла «хорошего качества».
Настоящее изобретение призвано устранить эти недостатки и предложить устройство привода редуктора газотурбинного двигателя, которое был бы совместимым с демонтажем вала НД без нарушения герметичности его передней камеры. Предпочтительно, чтобы гайка, которая крепит вал НД на первой основном модуле, была доступна для инструмента спереди двигателя и чтобы при прохождении этот инструмент не сталкивался со стенками этой передней камеры.
В связи с этим объектом изобретения является двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор, приводимый во вращение через вентиляторный вал, установленный по меньшей мере в двух первых подшипниках, турбинным валом, установленным по меньшей мере в одном втором подшипнике, содержащем неподвижное кольцо и подвижное кольцо, при этом упомянутый вал вращает упомянутый вентиляторный вал через редукторное устройство понижения скорости вращения, при этом упомянутое устройство и упомянутые первые и второй подшипники расположены в смазочной камере, кожух которой содержит неподвижные части и подвижные части, соединенные друг с другом при помощи уплотнительных средств, при этом упомянутое редукторное устройство понижения скорости содержит входное колесо, выполненное с возможностью восприятия момента, передаваемого упомянутым турбинным валом через приводные средства, связанные с упомянутым подвижным кольцом, отличающийся тем, что смазочная камера образует кольцо, коаксиальное с турбинным валом, и упомянутые приводные средства содержат приводную коронную шестерню, образующую часть подвижных герметичных стенок кожуха смазочной камеры.
Это позволяет получить камеру, подвижные стенки которой, расположенные в непрерывном продолжении приводных средств, являются независимыми от турбинного вала НД. При этом приводные средства редукторного устройства и, следовательно, всю подвижную часть камеры можно отсоединить от упомянутого турбинного вала без нарушения их связи с упомянутым подвижным кольцом. Эта конфигурация позволяет отсоединять вал НД от его подшипника, не касаясь редукторного устройства.
Поскольку приводные средства редукторного устройства участвуют в реализации части герметичной камеры, это позволяет избегать выхода масла из камеры, когда турбинный вал НД отсоединяют от его подшипника, иначе говоря, когда необходимо отсоединить этот вал от первого основного модуля. При этом желательно скомпоновать переднюю камеру в том, что касается как ее неподвижной части, так и подвижной части, таким образом, чтобы демонтаж вала НД не приводил к нарушению ее герметичности.
Предпочтительно упомянутые подвижные части смазочной камеры включают в себя вентиляторный вал, выходной картер удлинения упомянутого вентиляторного вала, на котором установлены средства уплотнения между вентиляторным валом и упомянутыми приводными средствами, и упомянутые приводные средства.
Предпочтительно приводные средства содержат концевую часть, расположенную радиально между упомянутым подвижным кольцом и упомянутым турбинным валом, и противоположную концевую часть, на которой установлены уплотнительные средства. Предпочтительно эти уплотнительные средства содержат лабиринтную прокладку.
Предпочтительно приводные средства образованы двумя валами, коаксиальными с упомянутым турбинным валом, при этом первый приводной вал связан с упомянутым подвижным кольцом и содержит приводные средства второго приводного вала, образующие упомянутую приводную коронную шестерню входного колеса редукторного устройства. Это выполнение редукторного устройства из двух приводных валов облегчает монтаж и демонтаж редукторного устройства.
Предпочтительно упомянутый первый приводной вал содержит часть, выполненную с возможностью взаимодействия с турбинным валом и восприятия момента, передаваемого на редукторное устройство, при этом упомянутая часть расположена между упомянутым подвижным кольцом и упомянутым турбинным валом. Вал НД, будучи установленным внутри других валов, позволяет легче его изолировать от этих валов, что облегчает его отсоединение без нарушения герметичности передней камеры.
В частном варианте выполнения, в котором турбореактивный двигатель дополнительно содержит в осевом направлении на уровне упомянутого второго подшипника цапфу, на которой установлен ротор турбореактивного двигателя, упомянутая часть первого приводного вала установлена между упомянутым подвижным кольцом и упомянутой цапфой.
Предпочтительно упомянутая смазочная камера содержит два средства уплотнения типа ротор/статор на уровне одного из первых подшипников и второго подшипника и средство уплотнения типа ротор/ротор, расположенное в продольном направлении между упомянутым турбинным валом и упомянутым вентиляторным валом.
Предпочтительно средства, обеспечивающие уплотнение типа ротор/ротор установлены, одно на выходном картере удлинения упомянутого вентиляторного вала, а другое на упомянутых приводных средствах. Еще предпочтительнее уплотнение типа ротор/ротор содержит лабиринтную прокладку.
В предпочтительном варианте выполнения изобретения внутренний диаметр каждого из элементов подвижных частей упомянутой камеры превышает диаметр турбинного вала. Эта конфигурация позволяет инструменту проходить в полость этих валов и достигать гайки, которая крепит вал НД на его опоре, на которой находится упорный подшипник качения.
Изобретение, его задачи, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания варианта осуществления изобретения, представленного в качестве иллюстративного и не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 изорражает общий вид в разрезе газотурбинного двигателя.
Фиг. 2 - вид в разрезе передней части газотурбинного двигателя, оснащенной редуктором, с показом известной передней камеры.
Фиг. 3 - вид в разрезе этой же передней части с показом передней камеры согласно варианту выполнения изобретения.
Фиг. 4 - детальный вид камеры, показанной на фиг. 3, с показом приводных средств редуктора.
Фиг. 5 - детальный вид приводных средств, показанных на фиг.4.
На фиг. 1 показан известный турбореактивный двигатель 1 без редуктора, который классически содержит вентилятор S, компрессор 1а низкого давления, компрессор 1b высокого давления, камеру 1с сгорания, турбину 1d высокого давления и турбину 1е низкого давления. Компрессор 1b высокого давления и турбина 1d высокого давления связаны через вал 5 высокого давления и образуют вместе с ним корпус высокого давления (ВД). Компрессор 1а низкого давления и турбина 1е низкого давления связаны через вал 4 низкого давления и образуют вместе с ним корпус низкого давления (НД). Что касается вентилятора, то он установлен на вентиляторном валу 3, который в представленном примере жестко закреплен на валу НД 4 без редукторного устройства понижения скорости между двумя валами.
Валы ВД и НД проходят вдоль оси, которая является осью вращения турбореактивного двигателя 1. В дальнейшем тексте описания понятия «продольный» или «радиальный» и «внутренний» или «наружный» следует рассматривать относительно этой оси.
Классически газотурбинный двигатель 1 содержит также промежуточный картер 2 и выпускной картер 6, которые поддерживают в том числе опорные подшипники валов вращения НД и ВД. Эти подшипники заключены соответственно в передней камере Е1, связанной с промежуточным картером 2, в случае подшипников, находящихся на входе корпуса ВД, и в задней камере Е2, связанной с выпускным картером 6, в случае подшипников, находящихся на выходе корпуса ВД. Передняя камера Е1 ограничена в своей неподвижной части картерами, называемыми опорами подшипников, проходящими внутрь двигателя с двух сторон от упорного подшипника вала НД, и в своей подвижной части входным концом самого вала НД.
На фиг. 2 показана передняя часть известного турбовентиляторного двигателя, в котором между вентиляторным валом 3 и валом НД 4 расположен редуктор 7. Этот редуктор эпициклоидного типа схематично представлен в виде прямоугольника, чтобы показать только его габарит. Он приводится во вращение приводной коронной шестерней 8, расположенной на входе вала НД 4 и связанной с подвижным кольцом подшипника 10, на котором установлен этот вал НД. Выходной момент этого редуктора 7 передается на вентиляторный вал 3 при помощи классической связи, известной специалисту, например, такой как крепление этого вентиляторного вала на сателлитном водиле в случае эпициклоидного редуктора. Редуктор расположен внутри передней смазочной камеры Е1, показанной на фигуре в сером тоне.
В этой версии известного решения неподвижная часть камеры Е1 образована внутренней стенкой 21 тракта первичного потока, входной опорой 22 подшипника и стенкой 23, охватывающей выходную опору подшипника. Эта опора 22 и эта стенка 23 проходят внутрь газотурбинного двигателя и охватывают, с одной стороны, упорный подшипник 10 корпуса НД 4 и, с другой стороны, подшипники 11 и 12 вентиляторного вала 3. Что касается подвижной части, то она образована герметичной стенкой 128, расположенной на входном конце вентиляторного вала 3, и подвижными кольцами, с одной стороны, подшипника 12 вентиляторного вала 3, который находится ближе к входу, и, с другой стороны, упорным подшипником 10 вала НД 4 на выходе. Уплотнение камеры Е1 дополнено на выходе гайкой 114 турбины, которая крепит вентиляторный вал 3 и основной компрессорный модуль низкого давления на валу НД 4. Понятно, что при такой конфигурации демонтаж вала НД и его отсоединение от первого основного модуля можно осуществить, только нарушив герметичность входной камеры Е1.
На фиг. 3 показана передняя часть турбовентиляторного двигателя с передней камерой Е1, которая усовершенствована в соответствии с изобретением. Ее неподвижная часть образована теми же стенками, что и в предыдущей версии. Что касается ее подвижной части, то она образована от входа к выходу вентиляторным валом 3, с которым связаны подвижные кольца упорных подшипников 11 и роликовых подшипников 12 вентиляторного вала, выходным картером 28 удлинения вентиляторного вала 3, приводной коронной шестерней 8 редуктора 7 и промежуточным валом 9 удлинения приводной коронной шестерни, который крепится на подвижном кольце 26 упорного подшипника 10 вала НД 4. Таким образом, выходная камера Е1 имеет вид полого венца с центром на оси валов вращения, а не по существу выпуклую форму, охватывающую эту ось. При этом больше нет необходимости в герметичной стенке на входе вентиляторного вала. Герметичность камеры между ее неподвижными частями и ее подвижными частями обеспечивается тремя уплотнениями: двумя уплотнениями типа ротор/статор на входном и выходном концах на уровне роликового подшипника 12 вентиляторного вала и упорного подшипника 10 вала НД, и одним уплотнением типа ротор/ротор между картером 28 удлинения и приводной шестерней 8 редуктора.
Неподвижные и подвижные части передней камеры классически сходятся на уровне двух лабиринтных прокладок (или других технически более усовершенствованных уплотнений), обозначенных 30 на входе и 31 на выходе и расположенных на ее концах таким образом, чтобы образовать герметичный объем, заключающий три вышеупомянутых подшипника и обеспечивающий непрерывность их смазки и их охлаждения. В частности, уплотнение между коронной шестерней 8, которая вращается со скоростью вала НД 4, и выходным картером 28 удлинения, который вращается со скоростью вентиляторного вала 3, выполнено в виде подвижного уплотнительного лабиринта 29. Этот подвижный лабиринт 29 обеспечивает герметичность на входе коронной шестерни 8. Как правило, этот подвижный лабиринт 29 содержит наружные кольцевые гребешки, выполненные на коронной шестерне 8 и окруженные с небольшим зазором выходным картером 28 удлинения, как это показано на чертежах.
Можно отметить, что эта камера Е1 полностью образована вентиляторным модулем, промежуточным картером и компрессорным модулем НД, то есть ее можно отсоединить от других модулей, а также от вала НД 4 без утечки содержащегося в ней масла. Кроме того, диаметры приводной коронной шестерни 8 редуктора и промежуточного вала 9 вала НД рассчитаны таким образом, что превышают диаметр вала НД 4, то есть позволяют ввести цилиндрической инструмент, чтобы достигнуть гайки крепления вала НД 4 на подвижном кольце 26 его упорного подшипника 10 и обеспечить ее отвинчивание без помех со стороны этих двух деталей.
На фиг. 4 более детально показаны подвижная часть камеры Е1, которая установлена на упорном подшипнике 10, и его два кольца, неподвижное 25 и подвижное 26. Начиная от выхода, вал НД 4 зацепляется при помощи шлицевой системы с цапфой 13, которая соединена с подвижным кольцом 26 упорного подшипника 10 через промежуточный вал 9 и которая вращается, приводя во вращение ротор компрессора НД. Вал НД 4 удерживается на месте в осевом направлении на этой цапфе при помощи соединительной гайки 14, которую завинчивают на резьбе, выполненной на внутренней стороне вала НД 4, и которая опирается на осевой упор 15, расширяющийся внутрь, начиная от цапфы 13. Эта гайка, которая соединяет вал НД 4 с цапфой 13, доступна спереди двигателя, хотя и требует предварительного демонтажа капота с его переднего конца, но вместе с тем не требует демонтажа других деталей и, в частности, элементов, образующих стенки камеры Е1. Таким образом, достигается технический результат изобретения, то есть возможность демонтажа вала НД без разборки камеры Е1.
В сторону входа на цапфе 13 установлен промежуточный вал 9, который образует удлинение приводной коронной шестерни 8 редуктора и который находится в радиальном направлении между цапфой 13 и подвижным кольцом 26 упорного подшипника 10 вала НД, с которым он жестко связан. Этот промежуточный вал продолжает коронную шестерню 8 и позволяет ее демонтировать вместе с цапфой 13, хотя это разделение коронной шестерни на два отдельных элемента, то есть на собственно коронную шестерню 8 и промежуточный вал 9, не является существенным признаком изобретения. Выходной конец промежуточного вала, расположенный вокруг вала НД 4, образует вместе с приводной коронной шестерней 8 элемент стенки передней камеры Е1, который можно отсоединить от вала НД 4, но который может оставаться на месте и поддерживать объемную целостность передней камеры Е1 при извлечении вала НД.
Наконец, приводная коронная шестерня 8 редуктора установлена на промежуточном валу 9 при помощи шлиц, которые обеспечивают взаимодействие двух валов и приведение во вращение коронной шестерни 8 и, следовательно, редуктора 7 от вала НД 4. Как было указано выше, она имеет диаметр, превышающий диаметр вала НД 4.
На фиг. 5 показано соединение приводной коронной шестерни 8 редуктора 7 и промежуточного вала 9, который передает на нее момент, создаваемый валом НД 4. Оба вала установлены на подвижном кольце 26 упорного подшипника 10, через которое проходит выходной конец промежуточного вала 9. Последний удерживается в положении опоры на уступ цапфы 13, находящийся на выходе упорного подшипника, за счет действия блокировочной гайки 16, которую завинчивают на резьбе, выполненной на наружной стенке цапфы 13. Промежуточный вал 9 проходит в осевом направлении в сторону входа и содержит шлицы, которые взаимодействуют с первыми шлицами 17, выполненными на выходном конце приводной коронной шестерни 8. Кроме того, непосредственно перед своим входным концом коронная шестерня 8 имеет также вторые шлицы 18, ориентированные наружу, которые взаимодействуют с зубчатым колесом 27 редуктора 7, вращаемым коронной шестерней 8, и через которые проходит момент привода вентилятора, поступающий от вала НД 4. Наконец, как было указано выше, входной конец приводной коронной шестерни 8 содержит гребешки, образуя вместе с выходным картером 28 удлинения подвижный уплотнительный лабиринт 29 и участвуя, таким образом, в закрывании входной камеры Е1. Приводная коронная шестерня 8 и выходной картер удлинения вращаются в одном направлении, но, как было указано выше, с разными скоростями, при этом приводная коронная шестерня 8 вместе со своими гребешками вращается с более высокой скоростью, что позволяет закрыть зазор во время работы. Кроме того, вентиляция внутри коронной шестерни 8 обеспечивает наддув камеры Е1 и препятствует утечкам масла, проходя из внутреннего канала вентиляторного вала внутрь камеры Е1, как показано стрелками на фиг. 5.
В осевом направлении приводная коронная шестерня 8 удерживается в положении опоры на редуктор 7 при помощи осевого удерживающего кольца 19, которое установлено на этой коронной шестерне и опирается на радиальную сторону редуктора таким образом, что вторые шлицы 18 оказываются прямо напротив зубчатого колеса 27 редуктора 7. На своем выходном конце приводная коронная шестерня 8 посажена в промежуточный вал 9, который имеет радиальную сторону, в которую упирается выходной конец коронной шестерни 8. Тороидальная прокладка 20 обеспечивает радиальное уплотнение между двумя деталями, и между выходным концом приводной коронной шестерни 8 и соответствующей радиальной стороной промежуточного вала 9 остается зазор, необходимый в случае возможных дифференциальных расширений.
Наконец, внутри приводной коронной шестерни 8 находится кулачковая муфта 24, образованная рядом зубцов, выполненных в окружном направлении, и позволяющая застопорить во вращении все подвижные детали вентиляторного модуля и модуля НД, когда необходимо демонтировать вал НД 4. Спереди двигателя в полый внутренний цилиндр вентиляторного вала 3 вводят специальный инструмент, который опирается на кулачковую муфту 24, препятствуя вращению роторов вентилятора и НД, и одновременно захватывает соединительную гайку 14, чтобы ее отвинтить и освободить вал НД 4.
Наконец, изобретение характеризуется наличием одного или нескольких приводных валов редуктора 7, который в этом случае установлен не на валу НД 4, а либо непосредственно, либо из соображений возможности демонтажа через промежуточный вал 9 на подвижном кольце 26 упорного подшипника этого вала НД. При этом, обеспечивая необходимые уплотнения между неподвижными деталями и подвижными деталями, можно скомпоновать переднюю камеру Е1, содержащую редуктор, в которой ни одна стенка не связана напрямую с валом НД 4. Поэтому его демонтаж можно производить, не сливая масло, находящееся в полости передней камеры Е1.
Как было указано выше, из соображений доступности к соединительной гайке 14 вала НД приводной вал или приводные валы редуктора 7, которые образуют внутреннюю стенку камеры, имеют диаметр, превышающий диаметр упомянутой гайки, чтобы оставить проход для специального инструмента.

Claims (11)

1. Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор (S), приводимый во вращение через вентиляторный вал (3), установленный по меньшей мере в двух первых подшипниках (11, 12), турбинным валом (4), установленным по меньшей мере в одном втором подшипнике (10), содержащем неподвижное кольцо (25) и подвижное кольцо (26), при этом упомянутый турбинный вал выполнен с возможностью вращения упомянутого вентиляторного вала (3) через редукторное устройство (7) понижения скорости вращения, при этом упомянутое устройство понижения скорости вращения и упомянутые первые и второй подшипники расположены в смазочной камере (Е1), кожух которой содержит неподвижные части и подвижные части, соединенные друг с другом при помощи уплотнительных средств (29, 30, 31), при этом упомянутое редукторное устройство понижения скорости содержит входное колесо (27), выполненное с возможностью восприятия момента, передаваемого упомянутым турбинным валом через приводные средства (8, 9), связанные с упомянутым подвижным кольцом,
отличающийся тем, что смазочная камера (Е1) образует кольцо, коаксиальное с турбинным валом, и упомянутые приводные средства (8, 9) содержат приводную коронную шестерню, образующую часть подвижных герметичных стенок кожуха смазочной камеры (Е1).
2. Турбореактивный двигатель по п. 1, в котором упомянутые подвижные части кожуха смазочной камеры (Е1) включают в себя вентиляторный вал (3), выходной картер (28) удлинения упомянутого вентиляторного вала, на котором установлены средства (29) уплотнения между вентиляторным валом и упомянутыми приводными средствами, и упомянутые приводные средства (8, 9).
3. Турбореактивный двигатель по одному из пп. 1 или 2, в котором приводные средства содержат концевую часть, расположенную радиально между упомянутым подвижным кольцом и упомянутым турбинным валом, и противоположную концевую часть, на которой установлены уплотнительные средства (29).
4. Турбореактивный двигатель по одному из пп. 1 или 2, в котором приводные средства образованы двумя валами, коаксиальными с упомянутым турбинным валом (4), при этом первый приводной вал (9) связан с упомянутым подвижным кольцом (26) и содержит приводные средства второго приводного вала (8), образующие упомянутую приводную коронную шестерню входного колеса редукторного устройства (7).
5. Турбореактивный двигатель по п. 4, в котором упомянутый первый приводной вал содержит часть, выполненную с возможностью взаимодействия с турбинным валом (4) и восприятия момента, передаваемого на редукторное устройство (7), при этом упомянутая часть расположена между упомянутым подвижным кольцом и упомянутым турбинным валом.
6. Турбореактивный двигатель по п. 5, дополнительно содержащий в осевом направлении на уровне упомянутого второго подшипника (10) цапфу (13), на которой установлен ротор турбореактивного двигателя, при этом упомянутая часть первого приводного вала (9) установлена между упомянутым подвижным кольцом и упомянутой цапфой.
7. Турбореактивный двигатель по одному из пп. 1 или 2, в котором упомянутая смазочная камера содержит два средства уплотнения типа ротор/статор на уровне одного из первых подшипников и второго подшипника (10, 12) и средство (29) уплотнения типа ротор/ротор, расположенное в продольном направлении между упомянутым турбинным валом и упомянутым вентиляторным валом.
8. Турбореактивный двигатель по п. 7, в котором средства, обеспечивающие уплотнение типа ротор/ротор, установлены одно на выходном картере (28) удлинения упомянутого вентиляторного вала, а другое на упомянутых приводных средствах (8).
9. Турбореактивный двигатель по п. 7, в котором уплотнение типа ротор/ротор содержит подвижную лабиринтную прокладку (29).
10. Турбореактивный двигатель по одному из пп. 1 или 2, в котором внутренний диаметр каждого из элементов подвижных частей (3, 28, 8, 9, 13) упомянутой камеры превышает диаметр турбинного вала (4).
RU2016118994A 2013-11-21 2014-11-13 Герметичная передняя камера во время модульной разборки турбореактивного двигателя с редуктором RU2674837C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1361468 2013-11-21
FR1361468A FR3013385B1 (fr) 2013-11-21 2013-11-21 Enceinte avant etanche lors du desassemblage modulaire d'un turboreacteur a reducteur
PCT/FR2014/052899 WO2015075355A1 (fr) 2013-11-21 2014-11-13 Enceinte avant étanche lors du désassemblage modulaire d'un turboréacteur a réducteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016118994A RU2016118994A (ru) 2017-12-26
RU2674837C1 true RU2674837C1 (ru) 2018-12-13

Family

ID=50069150

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016118994A RU2674837C1 (ru) 2013-11-21 2014-11-13 Герметичная передняя камера во время модульной разборки турбореактивного двигателя с редуктором

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10422341B2 (ru)
EP (1) EP3071802B1 (ru)
CN (1) CN105745400B (ru)
BR (1) BR112016010628B1 (ru)
CA (1) CA2929798C (ru)
FR (1) FR3013385B1 (ru)
RU (1) RU2674837C1 (ru)
WO (1) WO2015075355A1 (ru)

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3022890B1 (fr) * 2014-06-25 2018-01-05 Snecma Turbomachine comportant un moyen de decouplage d'une soufflante
US10119465B2 (en) 2015-06-23 2018-11-06 United Technologies Corporation Geared turbofan with independent flexible ring gears and oil collectors
GB201704045D0 (en) * 2017-03-14 2017-04-26 Rolls Royce Plc A seal panel for gas turbine engine
US10823001B2 (en) * 2017-09-20 2020-11-03 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades
FR3075861B1 (fr) 2017-12-22 2019-11-15 Safran Aircraft Engines Etancheite dynamique entre deux rotors d'une turbomachine d'aeronef
FR3075860B1 (fr) 2017-12-22 2019-11-29 Safran Aircraft Engines Etancheite dynamique entre deux rotors d'une turbomachine d'aeronef
US11199103B2 (en) 2018-09-06 2021-12-14 General Electric Company Seal assembly for a turbomachine
FR3086343B1 (fr) * 2018-09-24 2020-09-04 Safran Aircraft Engines Turbomachine a reducteur pour un aeronef
FR3087226B1 (fr) * 2018-10-10 2020-10-23 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aeronef a reducteur mecanique et a turbine contrarotative
FR3087823B1 (fr) * 2018-10-26 2020-11-13 Safran Aircraft Engines Module de soufflante equipe d'une machine electrique pour une turbomachine d'aeronef
DE102019102429A1 (de) * 2019-01-31 2020-08-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinentriebwerk für ein Luftfahrzeug
WO2020160999A1 (de) * 2019-02-05 2020-08-13 Bitzer Kühlmaschinenbau Gmbh Maschine zum entspannen oder komprimieren von gasförmigen medien
FR3096725B1 (fr) * 2019-05-29 2021-05-14 Safran Helicopter Engines Module de turbomachine d’aeronef
FR3100050B1 (fr) 2019-08-19 2021-07-23 Safran Aircraft Engines Dispositif de distribution d’huile d’un palier a roulement de turbomachine d’aeronef
FR3104207B1 (fr) * 2019-12-10 2021-11-05 Safran Aircraft Engines Pressurisation d’enceintes de lubrification dans une turbomachine a turbine contrarotative
JP7445453B2 (ja) * 2020-02-14 2024-03-07 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジン
FR3107310B1 (fr) 2020-02-17 2022-01-14 Safran Aircraft Engines Dispositif de distribution d’huile d’un palier a roulement de turbomachine d’aeronef
FR3108935B1 (fr) 2020-04-02 2022-03-04 Safran Aircraft Engines Dispositif de distribution d’huile d’un palier a roulement de turbomachine d’aeronef
US11629649B2 (en) * 2020-05-11 2023-04-18 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with speed sensor
CN114542290A (zh) * 2020-11-26 2022-05-27 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机的支承结构
FR3118993B1 (fr) 2021-01-15 2022-12-30 Safran Aircraft Engines Module de soufflante comprenant des moyens d’etancheite ameliores d’une enceinte de lubrifiant
US11668247B2 (en) * 2021-04-16 2023-06-06 Raytheon Technologies Corporation Geared gas turbine with oil scavenge ejector pump assist
CN114962427B (zh) * 2022-06-30 2023-09-26 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种双传动轴实现发动机转子多向传动的结构
FR3140124A1 (fr) * 2022-09-26 2024-03-29 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant plusieurs modules et un dispositif de blocage de ces modules, et procede de demontage correspondant

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060059887A1 (en) * 2004-09-03 2006-03-23 Hermann Klingels Aircraft engine with separate auxiliary rotor and fan rotor
US20120195753A1 (en) * 2009-11-20 2012-08-02 Davis Todd A Gas turbine engine architecture with low pressure compressor hub between high and low rotor thrust bearings
EP2535528A2 (en) * 2011-06-17 2012-12-19 United Technologies Corporation Turbofan engine bearing support
US8402741B1 (en) * 2012-01-31 2013-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1251656A (fr) 1960-03-18 1961-01-20 Raccord pour conduites en matière plastique et autres
FR2614073B1 (fr) * 1987-04-15 1992-02-14 Snecma Dispositif d'ajustement en temps reel du jeu radial entre un rotor et un stator de turbomachine
US6158210A (en) * 1998-12-03 2000-12-12 General Electric Company Gear driven booster
US8561383B2 (en) * 2004-12-01 2013-10-22 United Technologies Corporation Turbine engine with differential gear driven fan and compressor
US7493753B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-24 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
DE102006003692B3 (de) * 2006-01-26 2007-08-16 Tyco Electronics Amp Gmbh Wickelfeder
US7704178B2 (en) * 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
US8858388B2 (en) * 2006-08-15 2014-10-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine gear train
US9976437B2 (en) * 2006-08-15 2018-05-22 United Technologies Corporation Epicyclic gear train
US7661260B2 (en) * 2006-09-27 2010-02-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7726021B2 (en) * 2006-09-28 2010-06-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Labyrinth seal repair
US7966806B2 (en) * 2006-10-31 2011-06-28 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US20140165534A1 (en) * 2007-09-21 2014-06-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine compressor arrangement
US7955046B2 (en) * 2007-09-25 2011-06-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine front architecture modularity
US8205432B2 (en) * 2007-10-03 2012-06-26 United Technologies Corporation Epicyclic gear train for turbo fan engine
US8672801B2 (en) * 2009-11-30 2014-03-18 United Technologies Corporation Mounting system for a planetary gear train in a gas turbine engine
US8997500B2 (en) * 2010-02-19 2015-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine oil buffering
US8777793B2 (en) * 2011-04-27 2014-07-15 United Technologies Corporation Fan drive planetary gear system integrated carrier and torque frame
US9416677B2 (en) * 2012-01-10 2016-08-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine forward bearing compartment architecture
US9004849B2 (en) * 2012-01-10 2015-04-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine forward bearing compartment architecture
US9038366B2 (en) * 2012-01-31 2015-05-26 United Technologies Corporation LPC flowpath shape with gas turbine engine shaft bearing configuration
US10400629B2 (en) * 2012-01-31 2019-09-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US9115598B2 (en) * 2012-06-05 2015-08-25 United Technologies Corporation Front bearing support for a fan drive gear system
US9896968B2 (en) * 2012-07-30 2018-02-20 United Technologies Corporation Forward compartment baffle arrangement for a geared turbofan engine
US9234439B2 (en) * 2012-11-01 2016-01-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine with bearing compartment wall cooling
US10605112B2 (en) * 2013-03-04 2020-03-31 United Technologies Corporation Fan drive gear system spline oil lubrication scheme
EP3004595B1 (en) * 2013-06-03 2020-09-02 United Technologies Corporation Turbofan engine bearing and gearbox arrangement
CA2920482A1 (en) * 2013-08-16 2015-02-19 General Electric Company Flow vortex spoiler
US10920616B2 (en) * 2013-08-21 2021-02-16 Raytheon Technologies Corporation Integral gutter and front center body
FR3013388B1 (fr) * 2013-11-21 2019-03-22 Safran Aircraft Engines Moteur, tel qu'un turboreacteur, modulaire avec reducteur de vitesse
GB201417505D0 (en) * 2014-10-03 2014-11-19 Rolls Royce Deutschland A gas turbine architecture
DE102014119066A1 (de) * 2014-12-18 2016-06-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugtriebwerk mit einer Vorrichtung zum Abscheiden von Öl
GB201510050D0 (en) * 2015-06-10 2015-07-22 Rolls Royce Plc A geared gas turbine engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060059887A1 (en) * 2004-09-03 2006-03-23 Hermann Klingels Aircraft engine with separate auxiliary rotor and fan rotor
US20120195753A1 (en) * 2009-11-20 2012-08-02 Davis Todd A Gas turbine engine architecture with low pressure compressor hub between high and low rotor thrust bearings
EP2535528A2 (en) * 2011-06-17 2012-12-19 United Technologies Corporation Turbofan engine bearing support
US8402741B1 (en) * 2012-01-31 2013-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration

Also Published As

Publication number Publication date
BR112016010628B1 (pt) 2022-02-01
CN105745400B (zh) 2018-07-03
RU2016118994A (ru) 2017-12-26
EP3071802A1 (fr) 2016-09-28
US10422341B2 (en) 2019-09-24
CN105745400A (zh) 2016-07-06
EP3071802B1 (fr) 2020-01-01
US20160298639A1 (en) 2016-10-13
FR3013385B1 (fr) 2015-11-13
FR3013385A1 (fr) 2015-05-22
CA2929798C (fr) 2021-11-16
WO2015075355A1 (fr) 2015-05-28
CA2929798A1 (fr) 2015-05-28
BR112016010628A2 (ru) 2017-08-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2674837C1 (ru) Герметичная передняя камера во время модульной разборки турбореактивного двигателя с редуктором
RU2674098C1 (ru) Модульный двигатель, такой как турбореактивный двигатель, с редуктором скорости
CA2550890C (en) Gas turbine engine with a single oil cavity
RU2673027C2 (ru) Соединение для авиационного газотурбинного двигателя и способ его монтажа
RU2686248C2 (ru) Передняя часть авиационного двухконтурного газотурбинного двигателя и авиационный двухконтурный газотурбинный двигатель
RU2468213C2 (ru) Установка вала в подшипник с самоудаляющейся гайкой
CA2802542C (en) Oil purge system for a mid turbine frame
JP6069539B2 (ja) ターボ機械用の改良型中間ケーシングおよび補機ギアボックス駆動アセンブリ
RU2553634C2 (ru) Двухроторный газотурбинный двигатель, оборудованный межвальным опорным подшипником
US9796264B2 (en) Driveshaft for the gearbox of auxiliary machines of a turbojet engine
RU2689258C2 (ru) Газотурбинная установка и способ ее демонтажа
US10352250B2 (en) Equipment support of a turbo machine comprising a reducer with magnetic gears
JP2006125386A (ja) 二重反転タービンエンジン及びそれを組立てる方法
UA82185C2 (ru) Турбина низкого давления газотурбинного двигателя
US11549443B2 (en) Sealing arrangement with vent for an engine component with a service port
RU2669120C2 (ru) Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель
US11970983B2 (en) Arrangement for an aircraft turbine engine having improved lubrication, the arrangement comprising a shaft rotatably coupled to a following member by means of splines
US12000298B2 (en) Device for pressurizing turbomachine downstream enclosure, and corresponding turbomachine
US11506080B2 (en) Gas turbine engine probe cooling
RU2250393C2 (ru) Двухсекционный центробежно-шестеренный насос
GB777572A (en) Improvements in or relating to gas turbine power plants
CN116635619A (zh) 包括改进的机油回收通道的动力传动系统
CN116568907A (zh) 飞行器涡轮机的模块化

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner