RU2747543C1 - Газотурбинный двигатель (варианты) - Google Patents
Газотурбинный двигатель (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2747543C1 RU2747543C1 RU2019113285A RU2019113285A RU2747543C1 RU 2747543 C1 RU2747543 C1 RU 2747543C1 RU 2019113285 A RU2019113285 A RU 2019113285A RU 2019113285 A RU2019113285 A RU 2019113285A RU 2747543 C1 RU2747543 C1 RU 2747543C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fan
- nacelle
- stages
- low pressure
- Prior art date
Links
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims abstract description 12
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 4
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 26
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 10
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 4
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000004044 response Effects 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
- B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
- B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Retarders (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель согласно одному иллюстративному аспекту настоящего изобретения содержит редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя, и каскад, который расположен вдоль указанной продольной оси двигателя и приводит в действие редуктор, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней. В следующем неограничительном примере одного из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя небольшое число ступеней может составлять от трех до шести (3-6) ступеней. Дополнительно или альтернативно, небольшое число ступеней может составлять три (3) ступени. Дополнительно или альтернативно, небольшое число ступеней может составлять пять (5) или шесть (6) ступеней. Достигается получение легкой и эффективно функционирующей конструкции двигателя и обеспечение высокого полетного КПД. 14 з.п. ф-лы, 15 ил.
Description
Перекрестная ссылка на родственные заявки
[0001] Настоящая заявка выделена из заявки № 2014131372 на выдачу патента РФ на изобретение, поданной 31.12.2012, с испрашиванием приоритета по патентной заявке США № 13/340,834, поданной 30.12.2011 г.
Уровень техники
[0002] Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю и более конкретно – к монтажной конструкции для двигателя, предназначенной для крепления турбовентиляторного газотурбинного двигателя к пилону воздушного судна.
[0003] Газотурбинный двигатель может быть установлен в различных точках воздушного судна, в частности, на пилоне, присоединенном к конструкции воздушного судна. Монтажная конструкция для двигателя обеспечивает передачу нагрузок между двигателем и конструкцией воздушного судна. Указанные нагрузки обычно включают вес двигателя, тягу, аэродинамические боковые нагрузки и вращающий момент относительно оси двигателя. Монтажная конструкция для двигателя должна также поглощать деформации, которым подвергается двигатель во время различных этапов полета и изменений размеров вследствие теплового расширения и уборки шасси.
[0004] Традиционная монтажная конструкция для двигателя содержит пилон, имеющий передний узел крепления и задний узел крепления с относительно длинными толкающими штангами, которые проходят вперед от заднего узла крепления к конструкции промежуточного картера двигателя. Такая монтажная конструкция традиционного типа является эффективной, однако, ее недостаток заключается в относительно больших ударных нагрузках на картеры двигателей со стороны толкающих штанг, которые оказывают сопротивление тяге двигателя и соединяют тягу с пилоном. Эти нагрузки стремятся деформировать промежуточный картер и корпусы компрессоров низкого давления (КНД). Деформация может вызывать увеличение зазоров между неподвижными корпусами и концами вращающихся лопаток, что может оказывать негативное влияние на работу двигателя и увеличивать расход топлива. В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель, известный из патентного документа US 2009/0053058. Задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в получении легкой и эффективно функционирующей конструкции двигателя и, в частности, в обеспечении высокого полетного КПД.
Сущность изобретения
[0005] Газотурбинный двигатель согласно одному их примерных аспектов настоящего изобретения содержит редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя, и каскад, также расположенный вдоль указанной продольной оси двигателя, который приводит в действие редуктор, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней.
[0006] В другом неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя небольшое число ступеней может представлять собой от трех до шести (3-6) ступеней.
Дополнительно или альтернативно, небольшое число ступеней может составлять три (3) ступени. Дополнительно или альтернативно, небольшое число ступеней может составлять пять (5) или шесть (6) ступеней.
[0007] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, указанный каскад может представлять собой каскад низкого давления.
[0008] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, двигатель может содержать внутреннюю гондолу, расположенную вокруг продольной оси двигателя, гондолу вентилятора, расположенную, по меньшей мере частично, вокруг внутренней гондолы так, что обеспечивается тракт наружного контура для воздушного потока в наружном контуре вентилятора, и вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, выполненное с возможностью перемещения в осевом направлении относительно гондолы вентилятора, чтобы изменять площадь выходного сечения вентиляторного сопла и регулировать соотношение давлений воздушного потока в наружном контуре во время работы двигателя.
[0009] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, двигатель может содержать контроллер, предназначенный для управления вентиляторным соплом с изменяемой площадью сечения с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования соотношения давлений воздушного потока в наружном контуре.
[0010] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, контроллер может обеспечивать уменьшение площади выходного сечения вентиляторного сопла в режиме крейсерского полета. Дополнительно или альтернативно, контроллер может обеспечивать управление площадью выходного сечения вентиляторного сопла с целью уменьшения аэродинамической неустойчивости вентилятора.
[0011] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения может определять заднюю кромку гондолы вентилятора.
[0012] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, поток наружного контура может обеспечивать степень двухконтурности, превышающую приблизительно шесть (6). Дополнительно или альтернативно, поток наружного контура может обеспечивать степень двухконтурности, превышающую приблизительно десять (10). Дополнительно или альтернативно, поток наружного контура может обеспечивать степень двухконтурности, превышающую шесть (6).
Дополнительно или альтернативно, поток наружного контура может обеспечивать степень двухконтурности, превышающую десять (10).
[0013] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, редуктор может иметь передаточное отношение, которое больше или равно приблизительно 2,3. Дополнительно или альтернативно, редуктор может иметь передаточное отношение, которое больше или равно приблизительно 2,5. Дополнительно или альтернативно, редуктор может иметь передаточное отношение, которое большее или равно 2,5.
[0014] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, турбина низкого давления может обеспечивать соотношение давлений, большее, чем приблизительно пять (5).
[0015] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, турбина низкого давления может обеспечивать соотношение давлений, превышающее пять (5).
[0016] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, вентилятор может приводиться в действие редуктором.
[0017] Газотурбинный двигатель согласно другому примерному аспекту настоящего изобретения содержит внутреннюю гондолу, расположенную вокруг продольной оси двигателя, гондолу вентилятора, расположенную, по меньшей мере частично, вокруг внутренней гондолы так, чтобы определять в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока наружного контура, редуктор, расположенный во внутренней гондоле, каскад, расположенный вдоль продольной оси двигателя во внутренней гондоле и предназначенный для приведения в действие редуктора, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней, и вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, выполненное с возможностью перемещения в осевом направлении относительно гондолы вентилятора для изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования соотношения давлений воздушного потока в наружном контуре во время работы двигателя.
[0018] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, турбина низкого давления может обеспечивать соотношение давлений, превышающее пять (5).
[0019] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя, турбина низкого давления может обеспечивать соотношение давлений, превышающее пять (5), поток наружного контура обеспечивает степень двухконтурности, превышающую десять (10), а редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно 2,5.
Краткое описание чертежей
[0020] Различные признаки и преимущества настоящего изобретения будут очевидными для специалистов в данной области техники из приведенного ниже подробного описания раскрытого в настоящем документе варианта осуществления.
Чертежи, которые сопровождают это подробное описание, можно кратко охарактеризовать следующим образом:
[0021] фиг. 1A - общий схематический вид газотурбинного двигателя в разрезе вдоль продольной оси двигателя;
[0022] фиг. 1B - общий вид газотурбинного двигателя в разрезе вдоль продольной оси двигателя, при этом в нижней половине показана неподвижная конструкция корпуса двигателя;
[0023] фиг. 1C - вид сбоку системы крепления, показывающей задний узел крепления, присоединенный при помощи корпуса опоры двигателя к промежуточной силовой раме между первым и вторым подшипниками, опирающимися на нее;
[0024] фиг. 1D - вид спереди в аксонометрии монтажной системы, показывающий задний узел крепления, присоединенный при помощи корпуса опоры двигателя к промежуточной силовой раме между первым и вторым подшипниками, опирающимися на нее;
[0025] фиг. 2A - вид сверху монтажной системы двигателя;
[0026] фиг. 2B - вид сбоку монтажной системы двигателя в гондольной системе;
[0027] фиг. 2C - вид спереди в аксонометрии монтажной системы двигателя в гондольной системе;
[0028] фиг. 3 - вид сбоку монтажной системы двигателя в другом переднем узле крепления;
[0029] фиг. 4A - вид сзади в аксонометрии заднего узла крепления;
[0030] фиг. 4B - вид сзади заднего узла крепления с фиг. 4A;
[0031] фиг. 4C - вид спереди заднего узла крепления с фиг. 4A;
[0032] фиг. 4D - вид сбоку заднего узла крепления с фиг. 4A;
[0033] фиг. 4E - вид сверху заднего узла крепления с фиг. 4A;
[0034] фиг. 5 A - вид сбоку заднего узла крепления с фиг. 4A в первом положении; и
[0035] фиг. 5B - вид сбоку заднего узла крепления с фиг. 4A во втором положении.
Подробное раскрытие изобретения
[0036] На фиг. 1A показан общий схематический вид в местном разрезе газового турбовентиляторного двигателя 10, подвешенного к пилону 12 двигателя в гондоле N двигателя, что является типичным для воздушного судна, рассчитанного на полеты с дозвуковой скоростью.
[0037] Турбовентиляторный двигатель 10 содержит внутренний контур двигателя, расположенный во внутренней гондоле C, где находится каскад 14 низкого давления и каскад 24 высокого давления. Каскад 14 низкого давления содержит компрессор 16 низкого давления и турбину 18 низкого давления. Каскад 14 низкого давления приводит в действие вентиляторную секцию 20, соединенную с каскадом 14 низкого давления непосредственно или при помощи редуктора 25.
[0038] Каскад 24 высокого давления содержит компрессор 26 высокого давления и турбину 28 высокого давления. Камера 30 сгорания установлена между компрессором 26 высокого давления и турбиной 28 высокого давления. Каскады 14, 24 низкого и высокого давления вращаются вокруг оси A вращения двигателя.
[0039] Двигатель 10 в одном неограничительном варианте осуществления представляет собой авиационный редукторный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В одном раскрытом неограничительном варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 10 составляет больше, чем приблизительно шесть (6), например, больше, чем приблизительно десять (10), редуктор 25 представляет собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или иную зубчатую передачу с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,3, а турбина 18 низкого давления обеспечивает соотношение давлений, превышающее приблизительно 5. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 10 превышает десять (10:1), диаметр турбовентилятора значительно превышает диаметр компрессора 16 низкого давления, а турбина 18 низкого давления обеспечивает соотношение давлений, превышающее 5:1. Редуктор 25 может представлять собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности, планетарную зубчатую передачу или иную зубчатую передачу с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,5:1. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве примера для одного варианта осуществления редукторного двигателя и что настоящее изобретение может быть использовано для других типов газотурбинных двигателей, в том числе для безредукторных турбовентиляторных двигателей.
[0040] Воздушный поток входит в гондолу F вентилятора, которая, по меньшей мере частично, окружает внутреннюю гондолу C. Вентиляторная секция 20 направляет воздушный поток во внутренней гондоле C к компрессору 16 низкого давления. Воздушный поток внутреннего контура, сжатый компрессором 16 низкого давления и компрессором 26 высокого давления, смешивается с топливом в камере 30 сгорания, где он воспламеняется и сгорает. Образующиеся под высоким давлением газообразные продукты сгорания расширяются в турбине 26 высокого давления и турбине 18 низкого давления. Турбины 28, 18 соединяются с возможностью вращения с компрессорами 26, 16, соответственно, чтобы приводить в действие компрессоры 26, 16 в ответ на расширение газообразных продуктов сгорания. Кроме того, турбина 18 низкого давления приводит в действие вентиляторную секцию 20 при помощи редуктора 25. Отработанные газы E внутреннего контура двигателя выходят из внутренней гондолы C через сопло 43 внутреннего контура, образованное между внутренней гондолой C и конусом 33 реактивного сопла.
[0041] Как показано на фиг. 1B, турбина 18 низкого давления содержит небольшое число ступеней, которое в показанном неограничительном варианте осуществления, представляет собой три ступени 18A, 18B и 18C турбины. Редуктор 25 эффективно обеспечивает значительное уменьшение числа ступеней турбины 18 низкого давления. Указанные три ступени 18A, 18B и 18C турбины позволяют получать легкую и эффективно функционирующую конструкцию двигателя. При этом следует понимать, что небольшое число ступеней предусматривает, например, от трех до шести (3 - 6) ступеней. Соотношение давлений турбины 18 низкого давления представляет собой соотношение давления, измеренного перед входом в турбину 18 низкого давления, к давлению на выходе турбины 18 низкого давления перед реактивным соплом.
[0042] Реактивная тяга представляет собой функцию плотности, скорости и площади сечения. Один или более из этих параметров можно регулировать, чтобы изменять величину и направление тяги, создаваемой потоком B наружного контура.
Вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения (VAFN, от англ. Variable Area Fan Nozzle,) обеспечивает эффективное изменение площади выходного сечения вентиляторного сопла для селективного регулирования соотношения давлений потока B наружного контура в ответ на управляющие команды контроллера C.
Турбовентиляторные двигатели с низким соотношением давлений желательны с точки зрения обеспечения их высокого полетного КПД. Однако вентиляторы с низким соотношением давлений могут быть подвержены проблемам со стабильностью/флаттером вентилятора при низкой мощности и низких скоростях полета. VAFN позволяет двигателю переходить на более предпочтительную линию рабочих режимов вентилятора при низкой мощности, исключая область нестабильности и все-таки обеспечивая при этом относительно небольшую площадь сечения сопла, необходимую для получения экономичной линии рабочих режимов вентилятора во время крейсерского полета.
[0043] Значительная величина тяги обеспечивается потоком B наружного контура вследствие высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 20 двигателя 10 рассчитана на определенный режим полета – обычно крейсерский полет со скоростью приблизительно 0,8 Маха на высоте приблизительно 35000 футов. Этот режим полета при 0,8 Маха и 35000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем, также известный как крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption), представляет собой промышленный стандартный параметр, определяемый как количество сжигаемого топлива, выраженное в фунтах массы, разделенное на величину тяги, выраженное в фунтах силы, развиваемой двигателем в этой минимальной точке. «Минимальное соотношение давлений в вентиляторе» представляет собой отношение давлений только на лопатке вентилятора без системы 36 выходных направляющих лопаток вентилятора (FEGV, от англ. Fan Exit Guide Vane). Минимальное соотношение давлений в вентиляторе согласно одному раскрываемому в данном описании неограничительному варианту осуществления составляет менее, чем приблизительно 1,45. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/сек, разделенную на промышленную стандартную температурную поправку [(T окружающей среды °R)/ 518,7)0.5]. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно одному неограничительному варианту осуществления, раскрытому в данном описании, составляет менее, чем приблизительно 1150 фут/сек.
[0044] Поскольку лопатки вентилятора в вентиляторной секции 20 эффективно рассчитаны на определенный фиксированный угол установки для экономичного крейсерского режима, VAFN позволяет эффективно изменять площадь выходного сечения вентиляторного сопла, чтобы регулировать воздушный поток наружного контура таким образом, чтобы поддерживать угол атаки или набегания на лопатки вентилятора близким к расчетному углу атаки для эффективной работы двигателя в других режимах полета, в частности, при посадке и взлете, и, таким образом, для обеспечения оптимальной работы двигателя при всех режимах полета с точки зрения функционирования и других эксплуатационных параметров, в частности, уровня шума.
[0045] Неподвижная конструкция 44 двигателя обычно содержит определенные узлы, в том числе корпус, часто называемый каркасом двигателя. Неподвижная конструкция 44 двигателя обычно содержит корпус 46 вентилятора, промежуточный картер (ПК) 48, корпус 50 компрессора высокого давления, корпус 52A камеры сгорания, корпус 52B турбины высокого давления, опорный корпус 52C, корпус 54 турбины низкого давления и затурбинный корпус 56 (фиг. 1B). Альтернативно корпус 52A камеры сгорания, корпус 52B турбины высокого давления и опорный корпус 52C могут быть объединены в общий корпус. При этом следует понимать, что эта конфигурация приведена в качестве примера, и может быть использовано любое число корпусов.
[0046] Вентиляторная секция 20 содержит ротор 32 вентилятора с множеством расположенных по окружности и проходящих радиально в наружном направлении вентиляторных лопаток 34. Вентиляторные лопатки 34 окружены корпусом 46 вентилятора. Конструкция корпуса внутреннего контура двигателя прикреплена к корпусу 46 вентилятора в ПК 48, который содержит множество расположенных по окружности и проходящих радиально опорных стоек 40, которые радиально соединяют конструкцию корпуса внутреннего контура двигателя и корпус 20 вентилятора.
[0047] Неподвижная конструкция 44 двигателя поддерживает также систему подшипников, на которых вращаются турбины 28, 18, компрессоры 26, 16 и ротор 32 вентилятора. Двойной подшипник (№1) 60 вентилятора, который поддерживает с возможностью вращения ротор 32 вентилятора, обычно расположен в осевом направлении внутри корпуса 46 вентилятора. Двойной подшипник (№1) 60 вентилятора установлен с предварительным натягом, чтобы воспринимать осевую нагрузку вентилятора в направлении вперед и назад (в случае помпажа двигателя).
Подшипник (№2) 62 КНД, который с возможностью вращения поддерживает каскад 14 низкого давления, обычно расположен аксиально в промежуточном картере (ПК) 48.
Подшипник (№2) 62 КНД воспринимает осевую нагрузку. Двойной подшипник (№3) 64 вентилятора, который поддерживает с возможностью вращения каскад 24 высокого давления, также воспринимает осевую нагрузку. Подшипник (№3) 64 вентилятора также обычно расположен аксиально в ПК 48 непосредственно перед корпусом 50 компрессора высокого давления. Подшипник (№4) 66, поддерживающий с возможностью вращения задний сегмент каскада 14 низкого давления, воспринимает только радиальные нагрузки. Подшипник (№4) 66 обычно расположен аксиально в корпусе 52C опоры, в его задней части. Подшипник (№5) 68 поддерживает с возможностью вращения задний сегмент каскада 14 низкого давления и воспринимает только радиальные нагрузки. Подшипник (№5) 68 обычно расположен аксиально в опорном корпусе 52C, непосредственно после подшипника (№4) 66. При этом следует понимать, что такая конфигурация представлена в качестве примера, и может быть использовано любое число подшипников.
[0048] Подшипник (№4) 66 и подшипник (№5) 68 установлены в промежуточной силовой раме (ПСР) 70, позиционируя радиально проходящие конструктивные опорные стойки 72, которые имеют предварительное натяжение (фиг. 1C - 1D). ПСР 70 обеспечивает заднюю конструктивную опору в опорном корпусе 52C для подшипника (№4) 66 и подшипника (№5) 68, которые поддерживают с возможностью вращения каскады 14, 24.
[0049] Двигатель со сдвоенным ротором, раскрытый, в частности, в показанном варианте осуществления, обычно содержит переднюю раму и заднюю раму, которые поддерживают подшипники главного ротора. Промежуточный картер (ПК) 48 также содержит радиально проходящие опорные стойки 40, которые обычно центрированы в радиальном направлении относительно подшипника (№2) 62 КНД (фиг. 1B). При этом следует понимать, что настоящее изобретение будет полезным для различных двигателей с различными конструкциями корпуса и рамы.
[0050] Турбовентиляторный газотурбинный двигатель 10 крепится к конструкции воздушного судна, в частности, к крылу воздушного судна, при помощи монтажной системы, присоединяемой к пилону 12. Монтажная система содержит передний узел 82 крепления и задний узел 84 крепления (фиг. 2A). Передний узел 82 крепления прикреплен к ПК 48, а задний узел 84 крепления прикреплен к ПСР 70 на опорном корпусе 52C. Передний узел 82 крепления и задний узел 84 крепления установлены в плоскости, содержащей ось A турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10. Это позволяет исключить применение толкающих штанг в промежуточном картере, что освобождает ценное пространство под внутренней гондолой и минимизирует деформацию ПК 48.
[0051] Как показано на фиг. 2A-2C, монтажная система воспринимает тяговое усилие двигателя в хвостовой части двигателя 10. Термин «воспринимает», используемый в настоящем документе, означает поглощение нагрузки и отвод нагрузки на другую часть газотурбинного двигателя 10.
[0052] Передний узел 82 крепления воспринимает вертикальные нагрузки и боковые нагрузки. Передний узел 82 крепления в одном неограничительном варианте осуществления содержит скобу, которая прикрепляется к ПК 48 в двух точках.
Передний узел 82 крепления обычно представляет собой пластинчатый элемент, который ориентирован перпендикулярно плоскости, содержащей ось A двигателя.
Зажимы ориентированы в переднем узле 82 крепления таким образом, чтобы они входили в зацепление с промежуточным картером (ПК) 48 обычно параллельно оси A двигателя. В этом показанном неограничительном варианте осуществления передний узел 82 крепления присоединен к ПК 40. В другом неограничительном варианте осуществления передний узел 82 крепления присоединен к части внутреннего контура двигателя, в частности, к корпусу 50 компрессора высокого давления газотурбинного двигателя 10 (см. фиг. 3). Специалист в данной области техники, использующий данное изобретение, сможет выбрать подходящее место для установки переднего узла 82 крепления.
[0053] Как показано на фиг. 4A, задний узел 84 крепления обычно содержит первый А-образный элемент 88A, второй А-образный элемент 88B, платформу 90 заднего узла крепления, подвеску 92 и соединительное звено 94. Платформа 90 заднего узла крепления присоединяется непосредственно к конструкции воздушного судна, в частности, к пилону 12. Первый А-образный элемент 88A и второй А-образный элемент 88B установлены между опорным корпусом 52C в корпусных втулках 96, которые взаимодействуют с ПСР 70 (фиг. 4B - 4C), платформой 90 заднего узла крепления и подвеской 92. При этом следует понимать, что первый А-образный элемент 88A и второй А-образный элемент 88B могут быть альтернативно прикреплены к другим частям двигателя 10, в частности, к корпусу турбины высокого давления или к другим корпусам. Следует также понимать, что с любым корпусом двигателя могут быть использованы другие конструкции рам.
[0054] Как показано на фиг. 4D, первый А-образный элемент 88A и второй А-образный элемент 88B представляют собой жесткие, обычно треугольные устройства, каждое из которых содержит первое соединительное плечо 89a, второе соединительное плечо 89b и третье соединительное плечо 89c. Первое соединительное плечо 89a расположено между корпусной втулкой 96 и платформой 90 заднего узла крепления. Второе соединительное плечо 89b расположено между корпусными втулками 96 и подвеской 92. Третье соединительное плечо 89c расположено между подвеской 92 и платформой 90 заднего узла крепления. Первый А-образный элемент 88A и второй А-образный элемент 88B воспринимают главным образом вертикальную весовую нагрузку двигателя 10 и передают тяговые усилия от двигателя к платформе 90 заднего узла крепления.
[0055] Первый А-образный элемент 88A и второй А-образный элемент 88B заднего узла 84 крепления заставляют результирующий вектор тяги на корпусе двигателя действовать вдоль оси A двигателя, что минимизирует потери в зазорах между кромками лопаток и корпусом вследствие нагрузки, создаваемой двигателем на задний узел 84 крепления. Это минимизирует требования к зазорам между кромками лопаток и, таким образом, улучшает работу двигателя.
[0056] Подвеска 92 содержит звено 98, которое служит опорой для центрального шарнира 100, первого скользящего шарнира 102A и второго скользящего шарнира 102B (фиг. 4E). При этом следует понимать, что здесь могут быть дополнительно использованы различные втулки, амортизаторы и т. п. Центральный шарнир 100 присоединен непосредственно к конструкции воздушного судна, в частности, к пилону 12. Первый скользящий шарнир 102A присоединен к первому А-образному элементу 88A, а второй скользящий шарнир 102B прикреплен к первому А-образному элементу 88A. Первый и второй скользящий шарнир 102A, 102B обеспечивают скользящее движение первого и второго А-образных элементов 88A, 88B (показано стрелкой S на фиг. 5A и 5B), чтобы подвеска 92 могла воспринимать только вертикальную нагрузку.
Таким образом, подвеска 92 позволяет равномерно передавать все тяговые усилия двигателя на пилон 12 двигателя через платформу 90 заднего узла крепления, благодаря скользящему движению и выравниванию тягового усилия в результате сдвоенной конструкции толкающей штанги. Звено 98 подвески действует в качестве уравнительного звена для вертикальной нагрузки, благодаря первому скользящему шарниру 102A и второму скользящему шарниру 102B. Поскольку звено 98 подвески поворачивается вокруг центрального шарнира 100, тяговые усилия равномерно распределяются в осевом направлении. Подвеска 92 испытывает только вертикальные нагрузки и поэтому в меньшей степени подвержена разрушению, чем традиционные конструкции, испытывающие нагрузки от тягового усилия.
[0057] Соединительное звено 94 содержит шарнир 104A, прикрепленный к корпусу 52C опоры, и шарнир 104B прикрепленный к платформе 90 заднего узла крепления (фиг. 4B - 4C). Соединительное звено 94 воспринимает крутящий момент.
[0058] Задний узел 84 крепления передает нагрузки, создаваемые двигателем, непосредственно на опорный корпус 52C и ПСР 70. Тяговые усилия, вертикальные, боковые и крутящие нагрузки передаются непосредственно от ПСР 70, что уменьшает число конструктивных элементов по сравнению с существующими на практике конструкциями.
[0059] Монтажная система является компактной и ограничивается пространством внутренней гондолы в отличие от конструкций крепления к выходному патрубку турбины, которые занимают пространство за пределами внутренней гондолы, что может потребовать дополнительных или относительно более крупных аэродинамических обтекателей или приводить к увеличению аэродинамического сопротивления и потребления топлива. Монтажная система позволяет исключить применение в ПК необходимых ранее толкающих штанг, что освобождает ценное пространство во внутренней гондоле C рядом с ПК 48 и корпусом 50 компрессора высокого давления.
[0060] При этом следует понимать, что термины относительного позиционирования, в частности, «передний», «задний» «верхний», «нижний» «над», «под» и т. п., относятся к нормальному рабочему положению воздушного судна и не должны рассматриваться как ограничения иного рода.
[0061] Приведенное выше описание относится к конкретному примеру осуществления и не содержит в себе каких-либо ограничений. В свете вышеуказанных положений в настоящее изобретение может быть внесено множество модификаций и изменений. Раскрыты некоторые варианты осуществления настоящего изобретения, однако, для специалистов в данной области техники очевидна возможность внесения определенных видоизменений в пределах объема данного изобретения. Поэтому следует понимать, что в пределах объема прилагаемой формулы изобретения настоящее изобретение может быть реализовано иным путем, чем это конкретно описано. По этой причине следует изучить приведенную ниже формулу изобретения, чтобы определить действительный объем и содержание данного изобретения.
Claims (26)
1. Газотурбинный двигатель, содержащий:
редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя;
каскад, расположенный вдоль указанной продольной оси двигателя,
выполненный с возможностью приведения в действие указанного редуктора, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с числом ступеней от трех до шести,
и вентилятор, приводимый в действие турбиной низкого давления с помощью редуктора, причем вентилятор характеризуется соотношением давлений, только на лопатке вентилятора, составляющим менее 1,45.
2. Двигатель по п. 1, в котором указанное число ступеней составляет три (3) ступени.
3. Двигатель по п. 1, в котором указанное число ступеней составляет пять (5) ступеней.
4. Двигатель по п. 1, в котором указанное число ступеней составляет шесть (6) ступеней.
5. Двигатель по п. 1, в котором указанный каскад представляет собой каскад низкого давления.
6. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий:
внутреннюю гондолу, расположенную вокруг указанной продольной оси двигателя;
гондолу вентилятора, установленную, по меньшей мере частично, вокруг указанной внутренней гондолы, и определяющую в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока наружного контура;
и вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, выполненное с возможностью перемещения в осевом направлении относительно указанной гондолы вентилятора с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования воздушного потока в наружном контуре вентилятора во время работы двигателя.
7. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий:
внутренний контур, окруженный внутренней гондолой (С), расположенной вокруг продольной оси двигателя;
гондолу (F) вентилятора, установленную, по меньшей мере частично, вокруг указанной внутренней гондолы, и определяющую в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока (B) наружного контура, причем степень двухконтурности, определяемая как отношение потока (В), проходящего в наружном контуре вентилятора, к воздушному потоку через внутренний контур, превышает десять (10);
причем скорость вращения вентилятора меньше скорости вращения турбины (18) низкого давления.
8. Двигатель по п. 6 или 7, дополнительно содержащий:
контроллер, выполненный с возможностью управления указанным вентиляторным соплом с изменяемой площадью сечения с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования воздушного потока в наружном контуре.
9. Двигатель по п. 8, в котором указанный контроллер выполнен с возможностью уменьшения указанной площади выходного сечения вентиляторного сопла в режиме крейсерского полета.
10. Двигатель по п. 8, в котором указанный контроллер выполнен с возможностью управления указанной площадью выходного сечения вентиляторного сопла с целью уменьшения аэродинамической неустойчивости вентилятора.
11. Двигатель по п. 9, в котором указанное вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения образует заднюю кромку указанной гондолы вентилятора.
12. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно 2,3.
13. Двигатель по п. 1, в котором указанный редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно 2,5.
14. Двигатель по п. 1, в котором указанная турбина низкого давления обеспечивает степень повышения давлений в турбине низкого давления, превышающую пять (5).
15. Двигатель по п. 1, в котором указанный каскад приводит в действие вентилятор с помощью указанного редуктора.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/340,834 | 2011-12-30 | ||
US13/340,834 US8695920B2 (en) | 2008-06-02 | 2011-12-30 | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine |
Related Parent Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014131372A Division RU2687861C9 (ru) | 2011-12-30 | 2012-12-31 | Газотурбинный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2747543C1 true RU2747543C1 (ru) | 2021-05-06 |
Family
ID=48698690
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014131372A RU2687861C9 (ru) | 2011-12-30 | 2012-12-31 | Газотурбинный двигатель |
RU2019113285A RU2747543C1 (ru) | 2011-12-30 | 2012-12-31 | Газотурбинный двигатель (варианты) |
Family Applications Before (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014131372A RU2687861C9 (ru) | 2011-12-30 | 2012-12-31 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8695920B2 (ru) |
EP (2) | EP2776318A4 (ru) |
JP (1) | JP2014526639A (ru) |
CN (1) | CN103958348B (ru) |
BR (1) | BR112014007288B1 (ru) |
CA (1) | CA2849013C (ru) |
RU (2) | RU2687861C9 (ru) |
WO (1) | WO2013102191A1 (ru) |
Families Citing this family (32)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20150192298A1 (en) * | 2007-07-27 | 2015-07-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with improved fuel efficiency |
US20140174056A1 (en) | 2008-06-02 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine |
US20130192258A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-01 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US9222417B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-12-29 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US10287914B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US20150345426A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-12-03 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US10125693B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
US8753065B2 (en) | 2012-09-27 | 2014-06-17 | United Technologies Corporation | Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine |
EP2904233A4 (en) | 2012-10-01 | 2016-06-29 | United Technologies Corp | GUESTURBINE ENGINE WITH LARGE LIGHTWEIGHT FAN |
EP3690211A1 (en) * | 2012-10-08 | 2020-08-05 | United Technologies Corporation | Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module |
EP2938862B1 (en) * | 2012-12-29 | 2018-09-12 | United Technologies Corporation | Multi-purpose mounting |
EP2946102A4 (en) * | 2013-01-21 | 2016-01-20 | United Technologies Corp | RELATION BETWEEN PRIMARY EXHAUST CURRENT AND FAN SPEEDS IN A GEAR GAS TURBINE ENGINE |
US8678743B1 (en) * | 2013-02-04 | 2014-03-25 | United Technologies Corporation | Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine |
US9248921B2 (en) * | 2013-07-11 | 2016-02-02 | Spirit Aerosystems, Inc. | Method for mounting a pylon to an aircraft |
EP3933181A1 (en) | 2013-08-20 | 2022-01-05 | Raytheon Technologies Corporation | High thrust geared gas turbine engine |
WO2015069358A2 (en) * | 2013-09-11 | 2015-05-14 | United Technologies Corporation | Ceramic liner for a turbine exhaust case |
FR3010700B1 (fr) * | 2013-09-18 | 2017-11-03 | Snecma | Dispositif de suspension d'un carter, turbomachine et ensemble propulsif |
US9869190B2 (en) | 2014-05-30 | 2018-01-16 | General Electric Company | Variable-pitch rotor with remote counterweights |
US10072510B2 (en) | 2014-11-21 | 2018-09-11 | General Electric Company | Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same |
US9333603B1 (en) | 2015-01-28 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Method of assembling gas turbine engine section |
CN105197247B (zh) * | 2015-09-16 | 2018-03-02 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种夹持式航空发动机主安装节机构 |
US10100653B2 (en) | 2015-10-08 | 2018-10-16 | General Electric Company | Variable pitch fan blade retention system |
US20170184026A1 (en) * | 2015-12-28 | 2017-06-29 | General Electric Company | System and method of soakback mitigation through passive cooling |
GB201820918D0 (en) * | 2018-12-21 | 2019-02-06 | Rolls Royce Plc | Turbine engine |
US11420755B2 (en) * | 2019-08-08 | 2022-08-23 | General Electric Company | Shape memory alloy isolator for a gas turbine engine |
US11549373B2 (en) | 2020-12-16 | 2023-01-10 | Raytheon Technologies Corporation | Reduced deflection turbine rotor |
US11585274B2 (en) * | 2020-12-28 | 2023-02-21 | General Electric Company | Turbine rear frame link assemblies for turbofan engines |
US11674435B2 (en) | 2021-06-29 | 2023-06-13 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11795964B2 (en) | 2021-07-16 | 2023-10-24 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
GB2610571A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
GB2610568A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
GB2610565A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4827712A (en) * | 1986-12-23 | 1989-05-09 | Rolls-Royce Plc | Turbofan gas turbine engine |
RU2315887C2 (ru) * | 2005-12-23 | 2008-01-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности |
US20090053058A1 (en) * | 2007-08-23 | 2009-02-26 | Kohlenberg Gregory A | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle |
US20090245997A1 (en) * | 2006-10-12 | 2009-10-01 | Wayne Hurwitz | Method and device to avoid turbo instability in a gas turbine engine |
Family Cites Families (55)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3363419A (en) | 1965-04-27 | 1968-01-16 | Rolls Royce | Gas turbine ducted fan engine |
SE402147B (sv) | 1975-12-05 | 1978-06-19 | United Turbine Ab & Co | Gasturbinanleggning med tre i samma gaspassage anordnade koaxiella turbinrotorer |
US4966338A (en) | 1987-08-05 | 1990-10-30 | General Electric Company | Aircraft pylon |
GB8822798D0 (en) | 1988-09-28 | 1988-11-02 | Short Brothers Ltd | Ducted fan turbine engine |
GB9116986D0 (en) | 1991-08-07 | 1991-10-09 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine nacelle assembly |
US5174525A (en) | 1991-09-26 | 1992-12-29 | General Electric Company | Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan |
GB9125011D0 (en) | 1991-11-25 | 1992-01-22 | Rolls Royce Plc | A mounting arrangement for a gas turbine engine |
US5275357A (en) | 1992-01-16 | 1994-01-04 | General Electric Company | Aircraft engine mount |
US5320307A (en) | 1992-03-25 | 1994-06-14 | General Electric Company | Aircraft engine thrust mount |
GB2265418B (en) | 1992-03-26 | 1995-03-08 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine casing |
GB2266080A (en) | 1992-04-16 | 1993-10-20 | Rolls Royce Plc | Mounting arrangement for a gas turbine engine. |
US5277382A (en) | 1992-10-13 | 1994-01-11 | General Electric Company | Aircraft engine forward mount |
GB2275308B (en) | 1993-02-20 | 1997-02-26 | Rolls Royce Plc | A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure |
GB9313905D0 (en) | 1993-07-06 | 1993-08-25 | Rolls Royce Plc | Shaft power transfer in gas turbine engines |
US5452575A (en) | 1993-09-07 | 1995-09-26 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine thrust mount |
US5443229A (en) | 1993-12-13 | 1995-08-22 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine sideways mount |
GB2303884B (en) | 1995-04-13 | 1999-07-14 | Rolls Royce Plc | A mounting for coupling a turbofan gas turbine engine to an aircraft structure |
GB2312251B (en) | 1996-04-18 | 1999-10-27 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine mounting |
US5810287A (en) | 1996-05-24 | 1998-09-22 | The Boeing Company | Aircraft support pylon |
FR2755942B1 (fr) | 1996-11-21 | 1998-12-24 | Snecma | Suspension avant redondante pour turbomachine |
FR2755943B1 (fr) | 1996-11-21 | 1998-12-24 | Snecma | Suspension avant redondante pour turbomachine |
FR2755944B1 (fr) | 1996-11-21 | 1998-12-24 | Snecma | Suspension avant redondante pour turbomachine |
FR2759734B1 (fr) * | 1997-02-20 | 1999-04-09 | Snecma | Turbomachine a systeme de compression optimise |
US5927644A (en) | 1997-10-08 | 1999-07-27 | General Electric Company | Double failsafe engine mount |
US5921500A (en) | 1997-10-08 | 1999-07-13 | General Electric Company | Integrated failsafe engine mount |
US6126110A (en) | 1997-12-22 | 2000-10-03 | Mcdonnell Douglas Corporation | Horizontally opposed trunnion forward engine mount system supported beneath a wing pylon |
US6138949A (en) | 1998-10-30 | 2000-10-31 | Sikorsky Aircraft Corporation | Main rotor pylon support structure |
US6189830B1 (en) | 1999-02-26 | 2001-02-20 | The Boeing Company | Tuned engine mounting system for jet aircraft |
GB9927425D0 (en) | 1999-11-20 | 2000-01-19 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine mounting arrangement |
GB2375513B (en) | 2001-05-19 | 2005-03-23 | Rolls Royce Plc | A mounting arrangement for a gas turbine engine |
US6517027B1 (en) | 2001-12-03 | 2003-02-11 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Flexible/fixed support for engine cowl |
US6652222B1 (en) | 2002-09-03 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan case design with metal foam between Kevlar |
GB2394991B (en) | 2002-11-06 | 2006-02-15 | Rolls Royce Plc | Mounting arrangement |
US6899518B2 (en) | 2002-12-23 | 2005-05-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment apparatus for reusing cooling air |
FR2856656B1 (fr) | 2003-06-30 | 2006-12-01 | Snecma Moteurs | Suspension arriere de moteur d'avion avec bielles de reprise de poussee et palonnier en forme de boomerang |
US6843449B1 (en) | 2004-02-09 | 2005-01-18 | General Electric Company | Fail-safe aircraft engine mounting system |
US7055330B2 (en) | 2004-02-25 | 2006-06-06 | United Technologies Corp | Apparatus for driving an accessory gearbox in a gas turbine engine |
FR2868041B1 (fr) | 2004-03-25 | 2006-05-26 | Snecma Moteurs Sa | Suspension d'un moteur d'avion |
US7134286B2 (en) | 2004-08-24 | 2006-11-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine floating collar arrangement |
US7334392B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-02-26 | General Electric Company | Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same |
US7409819B2 (en) | 2004-10-29 | 2008-08-12 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of assembling same |
US7500365B2 (en) | 2005-05-05 | 2009-03-10 | United Technologies Corporation | Accessory gearbox |
US8220245B1 (en) | 2005-08-03 | 2012-07-17 | Candent Technologies, Inc. | Multi spool gas turbine system |
FR2894934B1 (fr) | 2005-12-15 | 2009-11-13 | Airbus France | Attache arriere d'un moteur d'aeronef avec manille en attente et ressort pour un tel axe en attente |
US7721549B2 (en) | 2007-02-08 | 2010-05-25 | United Technologies Corporation | Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system |
US7942079B2 (en) | 2007-02-16 | 2011-05-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Multi-speed gearbox for low spool driven auxiliary component |
US8127529B2 (en) * | 2007-03-29 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle and thrust reverser |
FR2915176B1 (fr) | 2007-04-20 | 2009-07-10 | Airbus France Sa | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une attache moteur arriere pourvue d'un ecrou a barillet |
FR2915175B1 (fr) | 2007-04-20 | 2009-07-17 | Airbus France Sa | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere deportee du caisson |
FR2917712B1 (fr) | 2007-06-20 | 2009-09-25 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere formant palonnier. |
US7950237B2 (en) | 2007-06-25 | 2011-05-31 | United Technologies Corporation | Managing spool bearing load using variable area flow nozzle |
US7882691B2 (en) | 2007-07-05 | 2011-02-08 | Hamilton Sundstrand Corporation | High to low pressure spool summing gearbox for accessory power extraction and electric start |
FR2918644B1 (fr) | 2007-07-09 | 2009-10-23 | Airbus France Sas | Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'un palonnier articule en quatre points. |
FR2920138B1 (fr) | 2007-08-24 | 2010-03-12 | Airbus France | Dispositif d'accrochage de moteur d'aeronef comportant un dispositif de reprise des efforts de poussee a encombrement reduit |
US8128021B2 (en) | 2008-06-02 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Engine mount system for a turbofan gas turbine engine |
-
2011
- 2011-12-30 US US13/340,834 patent/US8695920B2/en active Active
-
2012
- 2012-12-31 CA CA2849013A patent/CA2849013C/en active Active
- 2012-12-31 RU RU2014131372A patent/RU2687861C9/ru active
- 2012-12-31 BR BR112014007288-4A patent/BR112014007288B1/pt active IP Right Grant
- 2012-12-31 RU RU2019113285A patent/RU2747543C1/ru active
- 2012-12-31 CN CN201280042400.8A patent/CN103958348B/zh active Active
- 2012-12-31 JP JP2014530011A patent/JP2014526639A/ja active Pending
- 2012-12-31 WO PCT/US2012/072271 patent/WO2013102191A1/en active Application Filing
- 2012-12-31 EP EP12863186.8A patent/EP2776318A4/en not_active Withdrawn
- 2012-12-31 EP EP20152745.4A patent/EP3674220A1/en not_active Withdrawn
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4827712A (en) * | 1986-12-23 | 1989-05-09 | Rolls-Royce Plc | Turbofan gas turbine engine |
RU2315887C2 (ru) * | 2005-12-23 | 2008-01-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности |
US20090245997A1 (en) * | 2006-10-12 | 2009-10-01 | Wayne Hurwitz | Method and device to avoid turbo instability in a gas turbine engine |
US20090053058A1 (en) * | 2007-08-23 | 2009-02-26 | Kohlenberg Gregory A | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Design and design of aircraft gas turbine engines, ed. D. V. Khronina, Moscow, "Mechanical Engineering", 1989, pp. 12-16, tab. 1.1 and 1.2, pp. 129-131 and 135-140. * |
Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей, под ред. Д.В.Хронина, Москва, "Машиностроение", 1989, стр. 12-16, табл. 1.1 и 1.2, стр. 129-131 и 135-140. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2687861C9 (ru) | 2019-08-01 |
CN103958348B (zh) | 2019-03-08 |
EP3674220A1 (en) | 2020-07-01 |
EP2776318A4 (en) | 2014-11-26 |
CN103958348A (zh) | 2014-07-30 |
CA2849013A1 (en) | 2013-07-04 |
RU2014131372A (ru) | 2016-02-20 |
US8695920B2 (en) | 2014-04-15 |
BR112014007288A2 (pt) | 2017-04-18 |
US20120198815A1 (en) | 2012-08-09 |
BR112014007288B1 (pt) | 2022-05-03 |
EP2776318A1 (en) | 2014-09-17 |
JP2014526639A (ja) | 2014-10-06 |
WO2013102191A1 (en) | 2013-07-04 |
CA2849013C (en) | 2014-11-18 |
RU2687861C2 (ru) | 2019-05-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2747543C1 (ru) | Газотурбинный двигатель (варианты) | |
US11286883B2 (en) | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine and engine mounting arrangement | |
US8448895B2 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
US8800914B2 (en) | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine | |
US8511605B2 (en) | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine | |
CA2800001C (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
US8684303B2 (en) | Gas turbine engine compressor arrangement | |
CA2800464C (en) | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine |