RU2681392C2 - Турбомашина, содержащая средство для отсоединения вентилятора - Google Patents

Турбомашина, содержащая средство для отсоединения вентилятора Download PDF

Info

Publication number
RU2681392C2
RU2681392C2 RU2017100264A RU2017100264A RU2681392C2 RU 2681392 C2 RU2681392 C2 RU 2681392C2 RU 2017100264 A RU2017100264 A RU 2017100264A RU 2017100264 A RU2017100264 A RU 2017100264A RU 2681392 C2 RU2681392 C2 RU 2681392C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shaft
moment
turbine
turbomachine
fan
Prior art date
Application number
RU2017100264A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017100264A (ru
RU2017100264A3 (ru
Inventor
Александр ТАН-КИМ
Жюльен Фабьен Патрик БЕКУЛЕ
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017100264A publication Critical patent/RU2017100264A/ru
Publication of RU2017100264A3 publication Critical patent/RU2017100264A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2681392C2 publication Critical patent/RU2681392C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/12—Combinations with mechanical gearing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/003—Arrangements for testing or measuring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/06—Shutting-down
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. 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
    • F02C3/113—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 with variable power transmission between 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
    • 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
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for 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
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/388—Blades characterised by construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas 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
    • F05D2240/60—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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/31—Retaining bolts or nuts
    • F05D2260/311—Retaining bolts or nuts of the frangible or shear type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/40—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
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Изобретение относится к турбомашине, включающей в себя вал (12) вентилятора, приводимый в движение валом (16) турбины посредством устройства (20), предназначенного для уменьшения частоты вращения, и отличающейся тем, что она включает в себя разъединяющее средство (28), расположенное между редукторным устройством (20) и валом (16) турбины, которое выполнено с возможностью отсоединения редукторного устройства (20) от вала (16) турбины в качестве реакции на превышение определенного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства (20) на вал (16) турбины. Преимущество заключается в создании возможности избежания любого превышения размеров элементов редукторного устройства (20) и вала (16) турбины низкого давления при обеспечении возможности гарантирования их сопротивления такому моменту кручения во время превышения заданного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства, и, следовательно, облегчения конструкции редукторного устройства. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область настоящего изобретения - это область авиационных турбомашин и, более конкретно, область двухпоточных турбомашин, включающих в себя редукторное устройство для приведения в действие вентилятора.
Обычно турбомашины содержат, начиная от входной стороны, один или несколько компрессорных модулей, расположенных последовательно, которые обеспечивают сжатие воздуха, всосанного в воздухозаборнике. После этого воздух вводится в камеру сгорания, в которой он смешивается с топливом и сжигается. Газообразные продукты сгорания проходят через один или несколько турбинных модулей, которые обеспечивают приведение компрессора (-ов) в действие посредством соответствующих валов турбин. В завершение газы выталкиваются или в сопло для создания пропульсивной силы, или к свободной силовой турбине для выработки мощности, которая рекуперируется на передаточном валу.
Современные двухпоточные турбомашины с большой степенью разбавления включают в себя несколько ступеней компрессоров, а именно компрессор низкого давления (LP) и компрессор высокого давления (НР), через которые проходит основной поток/поток внутреннего контура. Каждый из данных компрессоров низкого давления (LP) и высокого давления (НР) приводится в действие посредством соединенного с ним, соответствующего вала турбины низкого давления (LP) или высокого давления (НР). Перед компрессором низкого давления (LP) по ходу потока расположено колесо, включающее в себя подвижные лопатки или лопасти большого размера, или вентилятор, который обеспечивает подачу как потока внутреннего контура, проходящего через компрессоры низкого давления и высокого давления, так и холодного потока или вспомогательного потока/потока внешнего контура, который направляется непосредственно к соплу для холодного потока, то есть так называемому соплу внутреннего контура. Вентилятор приводится в действие посредством вращающегося вала турбины низкого давления в ступени низкого давления и, как правило, вращается с той же частотой вращения.
Может представлять интерес обеспечение вращения вентилятора с частотой вращения, которая меньше частоты вращения вала турбины низкого давления, в частности, в том случае, когда последний имеет очень большой размер, для лучшей его адаптации с точки зрения аэродинамики. Для этого редукторное устройство размещают в заданном положении между валом турбины низкого давления и валом вентилятора, который несет вентилятор. Подобная конфигурация описана, в частности, в заявках на патенты FR 1 251 655 и 1 251 656, поданных 23 февраля 2012.
При данной конфигурации может возникнуть ситуация, когда вентилятор теряет лопасть, например, в случае засасывания постороннего объекта, такого как птица. Данное явление, также называемое «отрывом лопатки» (FBO), вызывает нарушение центрирования вентилятора, что приводит к контакту концов его лопастей с корпусом вентилятора. Данный контакт может привести к внезапному снижению частоты вращения вентилятора даже тогда, когда редукторное устройство и вал турбины по-прежнему приводятся в движение турбиной низкого давления, что может привести к образованию большого момента кручения на валу турбины низкого давления и в редукторном устройстве.
Кручение валов может привести к поломкам валов в различных местах турбомашины, как рассмотрено в документе ЕР-2 048 330-А2.
В документе ЕР-2 048 330-А2 раскрыта турбомашина, включающая в себя вал вентилятора и вал компрессора, каждый из которых приводится в движение посредством вала турбины посредством двух разных соединительных цепей, в которых крутящий момент создается посредством вала турбины в месте сопряжения, расположенном в опоре. Соединительная цепь обеспечивает приведение вентилятора в действие посредством редукторного устройства. Обе соединительные цепи выполнены так, что в случае неожиданной поломки в одной из соединительных цепей турбина остается сопряженной с другой соединительной цепью для избежания чрезмерных скоростей турбины, при этом одновременно устройство управления турбиной может обеспечить снижение скорости турбины. Конструкция турбомашины, описанной в данном документе, базируется на том, что может произойти возможное нарушение функционирования механических компонентов соединительных цепей, например, такой как соединительная цепь, которая соединяет вал турбины с вентилятором. Однако в данном документе отсутствует явное указание характера данного нарушения функционирования, которое может представлять или не представлять собой отказ, но которое в любом случае является неожиданным и непрогнозируемым. В случае отказа соединительной цепи, соединяющей вал турбины с вентилятором, данный неожиданный отказ происходит только тогда, когда редукторное устройство уже подвергалось воздействию значительных крутящих моментов, и существует вероятность того, что оно уже было повреждено.
Действительно, такой момент кручения в случае потери лопасти также приводит к риску серьезных повреждений в редукторном устройстве, которое при этом может быть заблокировано и может сделать невозможным вращение вентилятора. Следствием этого было бы внезапное увеличение аэродинамического сопротивления двигателя, что делает невозможным пилотирование самолета.
Решение, предназначенное для обеспечения средства для устранения данного недостатка, состоит в ограничении момента кручения, который может передаваться редукторному устройству и валу турбины низкого давления, для избежания блокировки вентилятора.
Кроме того, ограничение данного момента кручения создает возможность избежания любого превышения размеров элементов редукторного устройства и вала турбины низкого давления и, следовательно, облегчения конструкции редукторного устройства и вала турбины низкого давления.
С этой целью в изобретении предлагается турбомашина ранее упомянутого типа, отличающаяся тем, что она включает в себя разъединяющее средство, расположенное между редукторным устройством и валом турбины, которое выполнено с возможностью отсоединения редукторного устройства от вала турбины в качестве реакции на превышение определенного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства на вал турбины.
Следовательно, разъединение предпочтительно представляет собой событие, предусмотренное в качестве реакции на превышение определенного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства на вал турбины, то есть обусловленное превышением данного момента сопротивления.
В соответствии с предпочтительными вариантами осуществления изобретения разъединяющее средство включает в себя, по меньшей мере, один предохранительный соединительный элемент, который расположен между редукторным устройством и валом турбины и который выполнен с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию так называемого разъединяющего момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства, предназначенного для уменьшения частоты вращения, на вал турбины.
В соответствии с первым вариантом осуществления изобретения предохранительный элемент состоит из участка входного вала редукторного устройства, который прикреплен к валу турбины, при этом указанный участок выполнен с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию максимального момента кручения, который соответствует разъединяющему моменту сопротивления.
В соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения входной вал редукторного устройства включает в себя трубчатый концевой участок, который соединен с комплементарным трубчатым концевым участком вала турбины посредством, по меньшей мере, одного радиального элемента, выполненного с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию напряжения сдвига, которое соответствует разъединяющему моменту сопротивления.
В данной конфигурации радиальный элемент включает в себя стержень, который вставлен в радиальное отверстие концевого участка входного вала и в расположенное напротив отверстие концевого участка вала турбины.
В предпочтительном варианте изобретения предохранительный соединительный элемент выполнен с возможностью разрушения, как только он подвергнется воздействию заданного разъединяющего момента сопротивления, который соответствует моменту сопротивления, действующему со стороны вентилятора на редукторное устройство, предназначенное для уменьшения частоты вращения, в случае потери, по меньшей мере, одной лопасти вентилятора, приводимого в действие посредством указанного вала вентилятора.
Кроме того, предохранительный соединительный элемент выполнен с возможностью разрушения, как только он подвергнется воздействию момента сопротивления, который строго больше любого момента, соответствующего моменту сопротивления, действующего со стороны вентилятора на редукторное устройство, предназначенное для уменьшения частоты вращения, в случае засасывания птицы без потери какой-либо лопасти указанным вентилятором.
Предохранительный соединительный элемент может быть соединен с вентилятором, включающим в себя металлические лопасти. В этом случае предохранительный элемент выполнен с возможностью разрушения, как только он подвергнется воздействию разъединяющего момента, составляющего от 120 до 140% от нормального крутящего момента при максимальной скорости турбомашины.
Кроме того, предохранительный соединительный элемент может быть соединен с вентилятором, включающим в себя лопасти из композиционного материала. В этом случае предохранительный элемент выполнен с возможностью разрушения, как только он подвергнется воздействию разъединяющего момента, составляющего от 130 до 170% от нормального крутящего момента при режиме работы турбомашины, соответствующем максимальной скорости.
Кроме того, для избежания резкого увеличения частоты вращения турбин в случае разъединения турбомашина в соответствии с изобретением предпочтительно включает в себя средства для обнаружения отсоединения редукторного устройства от вала турбины, которые выполнены с возможностью регулирования снижения скорости турбины и/или останова турбомашины.
Изобретение будет лучше понято, и другие задачи, детали, признаки и преимущества изобретения станут более очевидными из нижеследующего подробного разъясняющего описания варианта осуществления изобретения, приведенного в качестве чисто иллюстративного и неограничивающего примера со ссылкой на приложенные схематические чертежи, в которых:
- фиг.1 представляет собой общий вид турбомашины в соответствии с предшествующим уровнем техники;
- фиг.2А представляет собой вид в разрезе передней части турбомашины в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, которая снабжена редукторным устройством;
- фиг.2В представляет собой детализированный вид фрагмента по фиг.2А;
- фиг.3А представляет собой вид в разрезе передней части турбомашины в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения, которая снабжена редукторным устройством;
- фиг.3В представляет собой детализированный вид фрагмента по фиг.3А;
- фиг.4 представляет собой график, иллюстрирующий момент сопротивления, действующий со стороны редукторного устройства, предназначенного для уменьшения частоты вращения, на вал турбины, в зависимости от времени во время потери лопасти вентилятора.
В нижеприведенном описании идентичные ссылочные позиции обозначают идентичные компоненты или компоненты, имеющие аналогичные функции.
На фиг.1 проиллюстрирована турбомашина, такая как газотурбинный двигатель 10, выполненная в соответствии с предшествующим уровнем техники. Газотурбинный двигатель 10 известным образом включает в себя - от входной стороны к выходной стороне вдоль траектории ʺFʺ потока газа - вентилятор 12, компрессор 14 низкого давления, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления (непоказанные). Вентилятор 12 включает в себя лопасти 13. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления соединены посредством вала ступени высокого давления и образуют вместе с ним ступень высокого давления. Компрессор 14 низкого давления и турбина низкого давления соединены посредством вала 16 ступени низкого давления и образуют вместе с ним ступень низкого давления. Что касается вентилятора 12, то его несет вал 18 вентилятора, вращение которого в проиллюстрированном примере определяется вращением вала 16 ступени низкого давления посредством редукторного устройства 20, предназначенного для уменьшения частоты вращения и расположенного между обоими валами 16, 18.
Действительно, представляет интерес обеспечение вращения вентилятора 12 с частотой вращения, которая меньше частоты вращения вала 16 ступени низкого давления, в частности, тогда, когда последний имеет очень большой размер, для его лучшей адаптации с аэродинамической точки зрения.
Валы 16 ступеней высокого давления и низкого давления проходят вдоль оси ʺAʺ вращения газотурбинного двигателя 10.
Газотурбинный двигатель 10 также содержит обычным образом корпус вентилятора (непоказанный), который обеспечивает возможность прохода газов, всосанных вентилятором 12, по направлению к тракту 22 потока внутреннего контура, который проходит через ступени низкого давления и высокого давления, и тракту (непоказанному) потока внешнего контура, который окружает корпус ступеней низкого давления и высокого давления и соединяется с трактом потока внутреннего контура в сопле (непоказанном) газотурбинного двигателя.
Как проиллюстрировано на фиг.1, редукторное устройство 20 размещено в заданном положении между валом 18 вентилятора и валом 16 ступени низкого давления. Данное редукторное устройство, например, планетарного типа проиллюстрировано схематически в виде прямоугольников, показывающих только его расположение в пространстве. Оно приводится в действие посредством планетарного зубчатого колеса 24, удерживаемого на входном вале 26, который соединен при вращении с валом 16 ступени низкого давления, при этом вал 16 только в качестве примера вставлен без какого-либо зазора в вал 26.
При данной конфигурации может случиться так, что вентилятор 12 потеряет лопасть 13, например, в случае засасывания постороннего объекта, такого как птица, или после усталостного разрушения, имеющего место в результате ненадлежащего технического обслуживания. Данное явление, также известное как «отрыв лопасти» (FBO), вызывает нарушение центрирования вентилятора 12 относительно оси ʺAʺ, следствием чего является вход концов его лопастей 13 в контакт с корпусом (непоказанным) вентилятора 12. Данный контакт может привести к внезапному снижению частоты вращения вентилятора 12 даже тогда, когда редукторное устройство 20 и вал 16 турбины низкого давления по-прежнему приводятся в движение турбиной низкого давления, что может привести к образованию большого момента кручения на валу 16 турбины низкого давления и в редукторном устройстве 20.
Такой момент кручения в случае потери лопасти 13 приводит к риску серьезных повреждений редукторного устройства 20, которое при этом может быть заблокировано и может сделать невозможным вращение вентилятора 12. Следствием этого было бы внезапное увеличение аэродинамического сопротивления двигателя, что делает невозможным пилотирование самолета.
Решение, предназначенное для нахождения средства для устранения данного недостатка, состоит в ограничении момента кручения, который может передаваться редукторному устройству 20 и валу 16 турбины низкого давления, для избежания блокировки вентилятора 12.
Ограничение момента кручения имеет другое преимущество, заключающееся в создании возможности избежания любого превышения размеров элементов редукторного устройства 20 и вала 16 турбины низкого давления при обеспечении возможности гарантирования их сопротивления такому моменту кручения во время превышения заданного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства 20, предназначенного для уменьшения частоты вращения, на вал 16 турбины.
Кроме того, ограничение данного момента создает возможность избежания любого превышения размеров элементов редукторного устройства 20 и вала 16 турбины низкого давления и, следовательно, облегчения конструкции редукторного устройства 20 и вала 16 турбины низкого давления.
С этой целью в изобретении предлагается турбомашина ранее описанного типа, отличающаяся тем, что она включает в себя разъединяющее средство 28, расположенное между редукторным устройством 20 и валом 16 турбины, которое выполнено с возможностью отсоединения редукторного устройства 20 от вала турбины в качестве реакции на превышение определенного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства 20, предназначенного для снижения частоты вращения, на вал 16 турбины.
Более конкретно, как проиллюстрировано на фиг.2А и 3А, разъединяющее средство 28 включает в себя, по меньшей мере, один предохранительный соединительный элемент 30, 30ʹ, который расположен между редукторным устройством 20 и валом 16 турбины и который выполнен с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию момента сопротивления, то есть так называемого разъединяющего момента, который действует со стороны редукторного устройства, предназначенного для уменьшения частоты вращения, на вал турбины и который, в частности, соответствует заданному моменту сопротивления, действующему со стороны вентилятора 12 на редукторное устройство 20, предназначенное для уменьшения частоты вращения, и затем передаваемому через указанное редукторное устройство, предназначенное для уменьшения частоты вращения.
Размещение предохранительного соединительного элемента 30, 30ʹ в заданном положении между редукторным устройством 20 и валом 16 турбины имеет ряд преимуществ.
Во-первых, данное размещение предохранительного соединительного элемента 30, 30ʹ в заданном положении между редукторным устройством 20 и валом 16 турбины легко обеспечить рядом с редукторным устройством 20, поскольку вал 18 вентилятора опирается на два подшипника 32, 34 и поскольку вал 16 турбины низкого давления сам также опирается на два подшипника, из которых один подшипник 36 проиллюстрирован на фиг.2А, 3А. Следовательно, разрушение предохранительного элемента 30, 30ʹ не оказывает влияния на поддержание вращения вала 16 турбины низкого давления или вала 18 вентилятора.
Во-вторых, разъединение редукторного устройства 20 и вала 16 турбины означает частоту вращения вентилятора 12 при свободном режиме после останова газотурбинного двигателя, которая больше, чем частота вращения, которую тот же вентилятор имел бы в обычном газотурбинном двигателе при останове газотурбинного двигателя без отсоединения вентилятора 12. Таким образом, вентилятор подвергается воздействию частоты вращения при свободном режиме или «авторотации», что позволяет газотурбинному двигателю создавать только уменьшенное сопротивление.
В-третьих, размещение предохранительного соединительного элемента 30, 30ʹ в заданном положении между редукторным устройством 20 и валом 16 турбины позволяет, как будет видно позднее в продолжении настоящего описания, обеспечить защиту редукторного устройства 20 в случае чрезмерной частоты вращения вала 16 турбины.
В соответствии с первым вариантом осуществления, который был проиллюстрирован на фиг.2А и, в частности, на фиг.2В, предохранительный элемент состоит из участка 30 входного вала 26 редукторного устройства, который соединен с валом 16 турбины. Данный участок 30 выполнен с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию максимального момента кручения, который соответствует заданному разъединяющему моменту сопротивления, действующему со стороны редукторного устройства 20 на вал 16.
Любое известное решение из уровня техники может быть подходящим для надлежащего изготовления участка 30 с уменьшенным сопротивлением кручению/уменьшенной жесткостью при кручении. В частности, данный участок может представлять собой трубчатый участок с уменьшенной толщиной ʺeʺ, как проиллюстрировано на фиг.2А. Он также может представлять собой участок 30, имеющий сквозные отверстия и/или включающий в себя зоны для инициирования разрушения (не показано).
В соответствии со вторым вариантом осуществления, который был проиллюстрирован на фиг.3А и, в частности, на фиг.3В, входной вал 26 редукторного устройства включает в себя трубчатый концевой участок 38, который не соединен с комплементарным трубчатым концевым участком 40 вала 16 турбины посредством, по меньшей мере, одного радиального элемента 30ʹ, образующего предохранительный соединительный элемент. Данный радиальный элемент 30ʹ выполнен с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию напряжения сдвига, которое соответствует разъединяющему моменту сопротивления.
Следует понимать, что радиальному элементу 30ʹ, образующему предохранительный элемент, может быть придана форма в соответствии с многими вариантами осуществления. Тем не менее, в предпочтительном варианте изобретения радиальный элемент 30ʹ состоит из стержня, в частности, из цилиндрического стержня, который вставлен в радиальное отверстие 42 концевого участка входного вала 26 и в расположенное напротив отверстие 44 концевого участка вала 16 турбины.
Следует понимать, что в каждом из данных двух вариантов осуществления размещение предохранительного соединительного элемента 30, 30ʹ в заданном положении на входном вале создает возможность обеспечения опоры для планетарного зубчатого колеса 24 редукторного устройства после разъединения.
Действительно, планетарное зубчатое колесо 24 опирается посредством держателя сателлита с выходным валом (непоказанным) редукторного устройства 20.
В каждом из данных двух вариантов осуществления предохранительный элемент 30 откалиброван так, чтобы он разрушался, когда соответственно участок 30 или стержень 30ʹ подвергнется воздействию разъединяющего момента, который соответствует моменту сопротивления, действующему со стороны вентилятора на редукторное устройство 20, предназначенное для уменьшения частоты вращения, в случае потери, по меньшей мере, одной лопасти 13 вентилятора, приводимого в действие посредством указанного вала 18 вентилятора, и передаваемому редукторным устройством 20.
Таким образом, разрушение выполняется в виде минимального разрушения и сразу после потери одной лопасти 13.
С другой стороны, предусмотрено, что разрушение происходит только в случае отказа или потери лопасти 13, а не в случае простого снижения частоты вращения вентилятора 12.
Таким образом, предусмотрено, что заданный момент сопротивления строго больше любого момента, соответствующего моменту сопротивления, действующего со стороны вентилятора 12 на редукторное устройство 20, предназначенное для уменьшения частоты вращения, и передаваемого через устройство 20 в случае засасывания птицы без потери какой-либо лопасти указанным вентилятором 12, таком как событие, возможно вызывающее создание тангенциальной силы, которая приводит к снижению частоты вращения вентилятора 12, но которая не приводит к риску повреждения редукторного устройства 20 или блокировки соответствующей кинематической цепи.
Фиг.4 показывает сравнительную иллюстрацию передаваемого момента ʺCʺ сопротивления, соответствующего оси ординат, в зависимости от времени ʺtʺ, соответствующего оси абсцисс, в случае разрушения лопасти 13 вентилятора.
Как можно видеть на кривой, показанной сплошной линией и начинающейся от оптимального рабочего крутящего момента С0, в обычной турбомашине разрушение лопасти 13 может произойти в момент TR времени. Данное разрушение приводит к увеличению момента сопротивления до предельного значения Сmax, которое соответствует блокировке редукторного устройства 20 и вентилятора 12, или, более точно, к риску блокировки в соответствии с техническими характеристиками редукторного устройства, что делает невозможным его использование.
В турбомашине в соответствии с изобретением максимальный момент резко изменен до момента CD в соединении или разъединяющего момента. Следовательно, во время эксплуатации разрушение лопасти 13 может также произойти в момент ТR времени, что приводит к увеличению момента сопротивления до значения CD или до значения разъединяющего момента. После этого момент уменьшается в соответствии с кривой, показанной пунктирными линиями, до значения Сmin, которое соответствует состоянию свободного вращения вентилятора 12.
В качестве примера, а не для ограничения изобретения порядок величины заданного передаваемого разъединяющего момента в том случае, когда вентилятор включает в себя металлические лопасти, составляет от 120 до 140% от обычного крутящего момента при режиме работы турбомашины, соответствующем ее максимальной скорости.
Когда вентилятор включает в себя лопасти из композиционного материала, порядок величины заданного передаваемого разъединяющего момента составляет от 130 до 170% от обычного крутящего момента при режиме работы турбомашины, соответствующем ее максимальной скорости.
Следовательно, только в качестве примера, а не для ограничения изобретения значение заданного передаваемого разъединяющего момента в обоих случаях варьируется по существу между 50000 Н⋅м и 400000 Н⋅м.
Само собой разумеется, следует понимать, что данные значения являются только ориентировочными и зависят как от типа используемой лопасти, так и от конструкции и размеров двигателя.
Следует понимать, что, начиная с момента, когда вентилятор отсоединяется от вала 16 турбины, турбина больше не подвергается воздействию момента сопротивления, действующего со стороны указанного вентилятора. Следовательно, существует риск резкого увеличения частоты вращения турбины.
Следует отметить, что еще одно существенное преимущество размещения предохранительного соединительного элемента 30, 30ʹ в заданном положении между редукторным устройством 20 и валом 16 турбины состоит в обеспечении возможности защиты редукторного устройства 20 в случае резкого увеличения частоты вращения турбины, при этом больше не будет существовать риск подвергания редукторного устройства 20 воздействию высоких частот вращения, для которых оно не предназначено.
Тем не менее, в соответствии с изобретением турбомашина или газотурбинный двигатель 10 включает в себя средства для обнаружения разъединения редукторного устройства 20 и вала 16 турбины, выполненные с возможностью регулирования, по меньшей мере, уменьшения частоты вращения турбины или даже полного останова газотурбинного двигателя.
Таким образом, известно, как измерять частоту вращения вала турбины посредством датчика частоты вращения. Таким образом, выход измеряемой частоты вращения за заданные пределы может быть интерпретирован как разъединение и может инициировать включение регулирующих элементов двигателя. Следовательно, существует возможность ограничения расхода топлива для обеспечения снижения частоты вращения турбины или - в случае наличия турбины, содержащей осевой тормоз между роторной частью и статорной частью, - включения данного тормоза для замедления и/или останова турбины.
Следовательно, в соответствии с изобретением предлагается решение по обеспечению безопасности в случае рисков разрушения лопасти вентилятора турбомашины.
В завершение, изобретение за счет ограничения передаваемого момента кручения создает возможность избежания любого превышения размеров элементов редукторного устройства 20 и вала 16 турбины низкого давления, которое предназначено для преодоления известных рисков увеличения указанного момента кручения в случае потери лопасти. Поскольку больше нет необходимости выполнять данные элементы с увеличенными размерами для того, чтобы они соответствовали большим ограничениям по моменту кручения, они могут быть выполнены с уменьшенными размерами, следствием чего является облегчение всей конструкции редукторного устройства 20 и вала 16 турбины низкого давления.

Claims (10)

1. Турбомашина (10), включающая в себя вал (12) вентилятора, приводимый в движение валом (16) турбины посредством устройства (20), предназначенного для уменьшения частоты вращения, отличающаяся тем, что она включает в себя разъединяющее средство (28), расположенное между редукторным устройством (20) и валом (16) турбины, которое выполнено с возможностью отсоединения редукторного устройства (20) от вала (16) турбины в качестве реакции на превышение определенного момента сопротивления, действующего со стороны редукторного устройства (20) на вал (16) турбины.
2. Турбомашина (10) по п.1, отличающаяся тем, что разъединяющее средство (28) включает в себя по меньшей мере один предохранительный соединительный элемент (30), который расположен между редукторным устройством (20) и валом (16) турбины и который выполнен с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию момента (CD) сопротивления, называемого разъединяющим моментом, так называемого действующего со стороны редукторного устройства (20), предназначенного для уменьшения частоты вращения, на вал (16) турбины.
3. Турбомашина (10) по п.2, отличающаяся тем, что предохранительный элемент состоит из участка (30) входного вала (26) редукторного устройства (20), который прикреплен к валу (16) турбины, при этом указанный участок (30) выполнен с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию максимального момента кручения, который соответствует разъединяющему моменту (CD) сопротивления.
4. Турбомашина (10) по п.2, отличающаяся тем, что входной вал (26) редукторного устройства включает в себя трубчатый концевой участок (38), который соединен с комплементарным трубчатым концевым участком (40) вала (16) турбины посредством по меньшей мере одного предохранительного соединительного радиального элемента (30'), выполненного с возможностью разрушения, когда он подвергается воздействию напряжения сдвига, которое соответствует разъединяющему моменту (CD) сопротивления.
5. Турбомашина (10) по п.4, отличающаяся тем, что радиальный элемент включает в себя стержень (30'), который вставлен в радиальное отверстие (42) концевого участка (38) входного вала (26) и в расположенное напротив отверстие (44) концевого участка (40) вала (16) турбины.
6. Турбомашина (10) по п.1, отличающаяся тем, что предохранительный соединительный элемент (30) выполнен с возможностью разрушения, как только он подвергнется воздействию разъединяющего момента (CD) сопротивления, который соответствует моменту сопротивления, действующему со стороны вентилятора на редукторное устройство, предназначенное для уменьшения частоты вращения, в случае потери по меньшей мере одной лопасти вентилятора, приводимого в действие посредством указанного вала вентилятора.
7. Турбомашина (10) по п.1, отличающаяся тем, что предохранительный соединительный элемент (30) выполнен с возможностью разрушения, как только он подвергнется воздействию момента (CD) сопротивления, который строго больше любого момента, соответствующего моменту сопротивления, действующего со стороны вентилятора (12) на редукторное устройство (20), предназначенное для уменьшения частоты вращения, в случае засасывания птицы без потери какой-либо лопасти указанным вентилятором (12).
8. Турбомашина (10) по одному из пп. 6 или 7, отличающаяся тем, что предохранительный соединительный элемент (30) соединен с вентилятором, включающим в себя металлические лопасти, и тем, что предохранительный соединительный элемент выполнен с возможностью разрушения, как только он подвергнется воздействию разъединяющего момента (CD) сопротивления, составляющего от 120 до 140% от обычного крутящего момента при режиме работы турбомашины, соответствующем ее максимальной скорости.
9. Турбомашина (10) по одному из пп. 6 или 7, отличающаяся тем, что предохранительный соединительный элемент (30) соединен с вентилятором, включающим в себя лопасти из композиционного материала, и тем, что предохранительный соединительный элемент выполнен с возможностью разрушения, как только он подвергнется воздействию разъединяющего момента (CD) сопротивления, составляющего от 130 до 170% от нормального крутящего момента при режиме работы турбомашины, соответствующем ее максимальной скорости.
10. Турбомашина (10) по п.1, отличающаяся тем, что она включает в себя средства для обнаружения отсоединения редукторного устройства (20) от вала (16) турбины, которые выполнены с возможностью регулирования снижения скорости турбины и/или останова турбомашины (10).
RU2017100264A 2014-06-25 2015-06-17 Турбомашина, содержащая средство для отсоединения вентилятора RU2681392C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1455939 2014-06-25
FR1455939A FR3022890B1 (fr) 2014-06-25 2014-06-25 Turbomachine comportant un moyen de decouplage d'une soufflante
PCT/FR2015/051614 WO2015197949A1 (fr) 2014-06-25 2015-06-17 Turbomachine comportant un moyen de decouplage d'une soufflante

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017100264A RU2017100264A (ru) 2018-07-25
RU2017100264A3 RU2017100264A3 (ru) 2019-01-09
RU2681392C2 true RU2681392C2 (ru) 2019-03-06

Family

ID=51659800

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017100264A RU2681392C2 (ru) 2014-06-25 2015-06-17 Турбомашина, содержащая средство для отсоединения вентилятора

Country Status (9)

Country Link
US (2) US20170175753A1 (ru)
EP (1) EP3161270B1 (ru)
JP (1) JP6682458B2 (ru)
CN (1) CN106661959B (ru)
BR (1) BR112016030489B1 (ru)
CA (1) CA2952914C (ru)
FR (1) FR3022890B1 (ru)
RU (1) RU2681392C2 (ru)
WO (1) WO2015197949A1 (ru)

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201419859D0 (en) * 2014-11-07 2014-12-24 Rolls Royce Plc No title listed
EP3296540B1 (en) * 2016-09-20 2019-01-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gas turbine engine with a geared turbofan arrangement
EP3296552B1 (en) 2016-09-20 2019-06-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gas turbine engine with a geared turbofan arrangement
EP3296525B1 (en) * 2016-09-20 2019-11-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gas turbine engine with a geared turbofan arrangement
EP3296524B1 (en) 2016-09-20 2019-02-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gas turbine engine with a geared turbofan arrangement
US10737801B2 (en) * 2016-10-31 2020-08-11 Rolls-Royce Corporation Fan module with rotatable vane ring power system
FR3061238B1 (fr) * 2016-12-23 2020-09-04 Safran Aircraft Engines Turbomachine a reducteur pour un aeronef equipee de moyens fusibles
US12060837B2 (en) * 2017-02-10 2024-08-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Reduction gearbox for gas turbine engine
EP3396115A1 (en) * 2017-04-28 2018-10-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gas turbine engine
US10738646B2 (en) * 2017-06-12 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Geared turbine engine with gear driving low pressure compressor and fan at common speed, and failsafe overspeed protection and shear section
US10612555B2 (en) * 2017-06-16 2020-04-07 United Technologies Corporation Geared turbofan with overspeed protection
EP3444495A1 (en) 2017-08-18 2019-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Mechanical clutch device and method for operating a mechanical clutch device
US10954813B2 (en) * 2017-08-18 2021-03-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Planetary gearbox system and method for operating a planetary gearbox system
FR3075878B1 (fr) * 2017-12-22 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Dispositif d'accouplement de deux arbres de turbomachine d'aeronef
FR3078750B1 (fr) * 2018-03-09 2020-04-03 Safran Aircraft Engines Accouplement flexible comprenant des soufflets et des dents de reprise de couple
FR3079550B1 (fr) 2018-03-27 2020-10-23 Safran Aircraft Engines Arbre de turbine d'une turbomachine et procede de protection contre une survitesse dudit arbre
FR3082906B1 (fr) * 2018-06-25 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aeronef comportant des roulements a rouleaux coniques a chaque extremite d'un arbre et une liaison flexible entre lesdits roulements
EP3587768A1 (en) * 2018-06-27 2020-01-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Gas turbine
FR3087233B1 (fr) * 2018-10-10 2021-02-12 Safran Aircraft Engines Module de soufflante a pales a calage variable
FR3093146B1 (fr) 2019-02-21 2021-01-29 Safran Aircraft Engines Arbre de transmission comprenant une section fusible et procédé de protection contre un sur-couple d’un tel arbre de transmission
US11181046B1 (en) * 2019-09-10 2021-11-23 Florida Turbine Technologies, Inc. High speed shaft flexible coupling
GB201914042D0 (en) 2019-09-30 2019-11-13 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US11391217B2 (en) 2019-10-03 2022-07-19 Rolls-Royce Corporation Stiffening member for epicyclical gear system housing assembly
US11215265B2 (en) * 2019-10-03 2022-01-04 Rolls-Royce Corporation Static curvic joint for epicyclical gear system housing assembly
US11353089B2 (en) 2019-10-03 2022-06-07 Rolls-Royce Corporation Epicyclical gear system housing assembly
GB201917760D0 (en) * 2019-12-05 2020-01-22 Rolls Royce Plc Aircraft engine
FR3106363B1 (fr) * 2020-01-22 2022-09-09 Safran Aircraft Engines Module de soufflante pour un banc d’essai de turbomachine d’aeronef
IT202000028520A1 (it) 2020-11-26 2022-05-26 Ge Avio Srl Sistema e metodo per la mitigazione di velocita' eccessiva di rotore
US20230348087A1 (en) * 2022-04-30 2023-11-02 Beta Air, Llc Systems and methods for locking an electric propulsion system
US11691745B1 (en) * 2022-04-30 2023-07-04 Beta Air, Llc Systems and methods for locking an electric propulsion system

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2377731A (en) * 2001-07-21 2003-01-22 Rolls Royce Plc Rotor shaft assembly for a gas turbine engine
RU2328627C2 (ru) * 2002-09-26 2008-07-10 Снекма Мотёр Разрывной разъединитель
EP2048330A2 (en) * 2007-10-09 2009-04-15 United Technologies Corporation Systems and methods involving multiple torque paths for gas turbine engines
US20130324343A1 (en) * 2012-05-30 2013-12-05 Snecma Reduction gear with epicyclic gear train having roller-bearing-mounted planet spindles

Family Cites Families (16)

* 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
FR1251655A (fr) 1960-03-18 1961-01-20 Tente de camping
GB2080486B (en) * 1980-07-15 1984-02-15 Rolls Royce Shafts
US4651521A (en) * 1985-11-21 1987-03-24 Avco Corporation Convertible turbo-fan, turbo-shaft aircraft propulsion system
US4871296A (en) * 1988-11-07 1989-10-03 Allied-Signal Inc. Decoupler shaft and air turbine starter having such a decoupler
JPH04105635A (ja) 1990-08-24 1992-04-07 Toshiba Corp 内視鏡
FR2826052B1 (fr) * 2001-06-19 2003-12-19 Snecma Moteurs Dispositif de secours au rallumage d'un turboreacteur en autorotation
US7603844B2 (en) 2005-10-19 2009-10-20 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
FR2905414B1 (fr) * 2006-08-29 2013-03-01 Snecma Dispositif d'entrainement du rotor d'un equipement auxiliaire d'un turbomoteur.
KR101352118B1 (ko) 2008-08-08 2014-01-14 엘지디스플레이 주식회사 발광 표시장치 및 이의 제조방법
FR2955615B1 (fr) * 2010-01-28 2012-02-24 Snecma Systeme de decouplage pour arbre rotatif d'un turboreacteur d'aeronef
FR2970196B1 (fr) * 2011-01-10 2012-12-28 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
US9169780B2 (en) * 2011-07-15 2015-10-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Connection for generator in a gas turbine engine
US8777576B2 (en) 2011-08-22 2014-07-15 General Electric Company Metallic fan blade platform
CN203271949U (zh) * 2013-04-18 2013-11-06 李宇霞 新型小型涵道涡扇发动机
FR3013385B1 (fr) * 2013-11-21 2015-11-13 Snecma Enceinte avant etanche lors du desassemblage modulaire d'un turboreacteur a reducteur

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2377731A (en) * 2001-07-21 2003-01-22 Rolls Royce Plc Rotor shaft assembly for a gas turbine engine
RU2328627C2 (ru) * 2002-09-26 2008-07-10 Снекма Мотёр Разрывной разъединитель
EP2048330A2 (en) * 2007-10-09 2009-04-15 United Technologies Corporation Systems and methods involving multiple torque paths for gas turbine engines
US20130324343A1 (en) * 2012-05-30 2013-12-05 Snecma Reduction gear with epicyclic gear train having roller-bearing-mounted planet spindles

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017100264A (ru) 2018-07-25
CN106661959B (zh) 2018-11-13
BR112016030489A2 (ru) 2017-08-22
CN106661959A (zh) 2017-05-10
US20170175753A1 (en) 2017-06-22
US11391290B2 (en) 2022-07-19
CA2952914A1 (fr) 2015-12-30
CA2952914C (fr) 2023-02-28
JP2017531116A (ja) 2017-10-19
FR3022890A1 (fr) 2016-01-01
EP3161270A1 (fr) 2017-05-03
EP3161270B1 (fr) 2020-08-05
RU2017100264A3 (ru) 2019-01-09
FR3022890B1 (fr) 2018-01-05
US20200149542A1 (en) 2020-05-14
WO2015197949A1 (fr) 2015-12-30
JP6682458B2 (ja) 2020-04-15
BR112016030489B1 (pt) 2022-12-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2681392C2 (ru) Турбомашина, содержащая средство для отсоединения вентилятора
US10190440B2 (en) Emergency shut-down detection system for a gas turbine
CN110088427B (zh) 包括用于使风扇脱联接的装置的涡轮机
CA2713316C (en) Turbine section architecture for gas turbine engine
EP2807358B1 (en) Geared turbomachine fan and compressor rotation
US7340882B2 (en) Turbomachine with means for axial retention of the rotor
US20060269391A1 (en) Gas turbine engine
US8881533B2 (en) Turbine engine
US9291070B2 (en) Gas turbine rotor containment
EP3287624B1 (en) Boss-mounted gearbox link comprising a bracket with an integrated shear neck
US6827548B2 (en) Rotor assemblies for gas turbine engines
US9938988B2 (en) Exhaust gas turbocharger
US11643944B2 (en) Turbine shaft of a turbomachine and method for protecting against overspeed of said shaft
US10024178B2 (en) Chocking and retaining device
EP3296525B1 (en) Gas turbine engine with a geared turbofan arrangement
EP2915978A1 (en) Compressor areas for high overall pressure ratio gas turbine engine
GB2377731A (en) Rotor shaft assembly for a gas turbine engine
US12071854B2 (en) Curvilinear coupling for aircraft turbomachinery
CA2929832A1 (en) Emergency shut-down detection system for a gas turbine
US20130236291A1 (en) Device for uncoupling a bearing carrier
KR102015671B1 (ko) 기계적 보호 방법 및 장치
FR3099519A1 (fr) Procédé d’arrêt d’urgence d’une turbomachine