RU2793638C1 - Gas turbine engine with drive unit box - Google Patents
Gas turbine engine with drive unit box Download PDFInfo
- Publication number
- RU2793638C1 RU2793638C1 RU2022117089A RU2022117089A RU2793638C1 RU 2793638 C1 RU2793638 C1 RU 2793638C1 RU 2022117089 A RU2022117089 A RU 2022117089A RU 2022117089 A RU2022117089 A RU 2022117089A RU 2793638 C1 RU2793638 C1 RU 2793638C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- hydraulic
- drive
- hydraulic pump
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, а именно к конструкциям привода коробок приводных агрегатов (КПА) двухконтурных газотурбинных двигателей (ГТД), и может быть использовано в ГТД авиационного применения.SUBSTANCE: invention relates to engine building, namely to designs of drive units of drive units (CPA) of double-circuit gas turbine engines (GTE), and can be used in gas turbine engines for aviation applications.
Изобретение касается размещения и пространственной ориентации приводных агрегатов, обслуживающих самолетные нужды и установленных на коробке приводных агрегатов.The invention relates to the placement and spatial orientation of drive units serving aircraft needs and mounted on a drive unit box.
Известно, что в КПА устанавливаются зубчатые колеса с подшипниками качения, передающие крутящий момент от центрального привода к приводным агрегатам. В этом случае оси приводных агрегатов, как правило, параллельны между собой и параллельны оси двигателя (см. «Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок» под редакцией А.А. Иноземцева, том 3, стр. 44).It is known that gear wheels with rolling bearings are installed in the CPA, transmitting torque from the central drive to the drive units. In this case, the axes of the drive units, as a rule, are parallel to each other and parallel to the axis of the engine (see "Fundamentals of the design of aircraft engines and power plants" edited by A.A. Inozemtsev,
Большая часть этих приводных агрегатов обслуживают различные системы двигателя, а именно: маслонасос - обеспечивает смазкой подшипники и зубчатые колеса, топливный насос - обеспечивает подачу топлива для работы камеры сгорания, стартер - обеспечивает запуск двигателя, генератор электропитания - обеспечивает электропитанием сам двигатель.Most of these drive units serve various engine systems, namely: an oil pump - provides lubrication to bearings and gears, a fuel pump - provides fuel for the combustion chamber, a starter - provides engine start, a power supply generator - provides power to the engine itself.
Среди них есть приводные агрегаты, обслуживающие самолетные системы, а именно: самолетный гидронасос (обеспечивающий работу гидросистемы самолета) и самолетный генератор (обеспечивающий электропитанием борт самолета). Электрокабели и гидравлические магистрали от этих агрегатов выводятся через пилон двигателя в крыло и далее к потребителям самолета. Недостатком варианта расположения самолетных агрегатов параллельно оси двигателя является то, что при этом варианте электро- и -гидромагистрали от этих агрегатов выводятся не оптимально: для подведения к пилону самолета их несколько раз необходимо повернуть в том числе на угол 90 и более градусов. Известно, что чем больше поворотов в гидравлических магистралях, тем больше гидравлических потерь. Наибольшие гидравлические потери получаются при горизонтальном расположении гидронасоса в варианте расположения КПА на наружных корпусах двигателя (источник: стр. 193 книги Andreas Linke-Diesinger «Systems of Commercial Turbofan Engines». Раздел 10.3.5 «Hidraulic Sistem"). Наиболее рационально выводить эти коммуникации максимально коротким путем, с наименьшим количеством поворотов трубопроводов. Особенно это требование касается магистралей с высоким давлением, проложенных от гидронасоса к агрегатам самолета, а для самолетного генератора это требование менее актуально, поскольку от величины и количества перегибов электрокабелей качество тока не ухудшается.Among them there are drive units that serve aircraft systems, namely: an aircraft hydraulic pump (ensuring the operation of the aircraft hydraulic system) and an aircraft generator (providing power to the aircraft). Electrical cables and hydraulic lines from these units are led through the engine pylon to the wing and further to the aircraft consumers. The disadvantage of the option of arranging the aircraft units parallel to the engine axis is that with this option, the electric and hydraulic lines from these units are not optimally output: to bring them to the aircraft pylon, they must be rotated several times, including at an angle of 90 or more degrees. It is known that the more turns in the hydraulic lines, the greater the hydraulic losses. The greatest hydraulic losses are obtained with a horizontal arrangement of the hydraulic pump in the variant of the location of the CPA on the outer casings of the engine (source: page 193 of the book by Andreas Linke-Diesinger "Systems of Commercial Turbofan Engines". Section 10.3.5 "Hidraulic System"). It is most rational to output these communications as short as possible, with the least number of pipeline turns.This requirement especially applies to high-pressure lines laid from the hydraulic pump to aircraft units, and for an aircraft generator this requirement is less relevant, since the quality of the current does not deteriorate from the size and number of bends in the electric cables.
Известно изобретение ЕР 2522832 от 2012.11.14, в котором предложена V-образная коробка приводных агрегатов, расположенная в межконтурном пространстве, и относительно ее горизонтальной оси приводятся различные приводные агрегаты: воздушный стартер, суфлер, гидравлический насос, маслонасос, встроенный приводной генератор, генератор переменного тока на постоянных магнитах, модуль топливного насоса и другие, оси которых перпендикулярны горизонтальной оси привода коробки приводов. Недостатком этого изобретения является большое количество конических зубчатых колес, поскольку известно, что обеспечение работоспособности конических зубчатых зацеплений значительно более сложная задача, чем обеспечение работоспособности цилиндрических зубчатых колес. Эта сложность объясняется необходимостью подбора требуемых по КД размеров бокового зазора и пятна контакта в коническом зацеплении за счет подбора регулировочных колец (в цилиндрических зубчатых колесах этой необходимости нет). Таким образом, применение дополнительного количества конических зубчатых колес приводит к увеличению трудоемкости и стоимости изготовления.Known is the invention EP 2522832 dated 2012.11.14, which proposes a V-shaped box of drive units located in the intercircuit space, and various drive units are driven relative to its horizontal axis: an air starter, a breather, a hydraulic pump, an oil pump, a built-in drive generator, an alternator current on permanent magnets, fuel pump module and others, the axes of which are perpendicular to the horizontal axis of the gearbox drive. The disadvantage of this invention is a large number of bevel gears, since it is known that ensuring the performance of bevel gears is a much more difficult task than ensuring the performance of spur gears. This complexity is explained by the need to select the dimensions of the side clearance and the contact patch required by the design documentation in the conical gear by selecting adjusting rings (this is not necessary in cylindrical gears). Thus, the use of an additional number of bevel gears leads to an increase in labor intensity and manufacturing cost.
Другим недостатком этого изобретения является то, что, если привод гидронасоса, находящийся на КПА и развернутый перпендикулярно относительно оси двигателя, будет смещен вдоль оси относительно входа в технологическую стойку и пилон, то гидравлические трубопроводы, исходящие от гидронасоса, придется подгибать, создавая при этом дополнительное гидравлическое сопротивление.Another disadvantage of this invention is that if the hydraulic pump drive located on the CPA and deployed perpendicular to the engine axis is displaced along the axis relative to the entrance to the technological rack and pylon, then the hydraulic pipelines coming from the hydraulic pump will have to be bent, thus creating additional hydraulic resistance.
Таким образом, технической проблемой является обеспечение вывода гидравлических магистралей от гидронасоса через пилон двигателя к потребителям (закрылкам, шасси и др. - не показаны) наиболее коротким путем, с наименьшим количеством поворотов трубопроводов для снижения гидравлических потерь в гидросистеме самолета и с минимальной массой.Thus, the technical problem is to ensure the output of hydraulic lines from the hydraulic pump through the engine pylon to consumers (flaps, landing gear, etc. - not shown) in the shortest way, with the least number of pipeline turns to reduce hydraulic losses in the aircraft hydraulic system and with a minimum weight.
Наиболее близкой к заявляемой конструкции является устройство, описанное в патенте № ЕР 3741961 (А1) от 2020.11.25, в котором КПА расположена на наружных корпусах двигателя внутри мотогондолы, а ось привода гидронасоса установлена перпендикулярно оси двигателя.Closest to the claimed design is the device described in patent No. EP 3741961 (A1) dated 2020.11.25, in which the CPA is located on the outer casings of the engine inside the engine nacelle, and the axis of the hydraulic pump drive is installed perpendicular to the engine axis.
Недостатком этого изобретения является, как и в изобретении ЕР 2522832, то, что, если привод гидронасоса, находящийся на КПА и развернутый перпендикулярно относительно оси двигателя, будет смещен вдоль оси относительно входа в технологическую стойку и пилон, то гидравлические трубопроводы, исходящие от гидронасоса, придется подгибать, создавая при этом дополнительное гидравлическое сопротивление.The disadvantage of this invention is, as in the invention of EP 2522832, that if the hydraulic pump drive, located on the CPA and deployed perpendicular to the axis of the engine, is displaced along the axis relative to the entrance to the technological rack and pylon, then the hydraulic pipelines coming from the hydraulic pump, will have to be bent, while creating additional hydraulic resistance.
Задача решается путем изменения наклона оси гидронасоса в зависимости от места расположения технологической стойки и пилона двигателя.The problem is solved by changing the inclination of the axis of the hydraulic pump, depending on the location of the technological rack and the engine pylon.
При размещении КПА в межконтурном пространстве повернутое положение самолетного гидронасоса является еще более актуальным, учитывая большое количество трубопроводной обвязки, которую необходимо развести в условиях уменьшенной площади поперечного сечения. В этом случае гидравлические трубопроводы необходимо выводить в пилон через вертикальную технологическую стойку для вывода коммуникаций, расположенную на 12 часов условного циферблата. Эта технологическая стойка, как правило, расположена за промежуточным корпусом и смещена вдоль оси относительно положения гидронасоса. Если расположить ось гидронасоса горизонтально (параллельно оси двигателя), то в этом варианте будет максимально возможное количество перегибов гидравлических магистралей, как и в варианте с расположением КПА на наружном корпусе двигателя. Для уменьшения гидравлических потерь предлагается развернуть привод гидронасоса на КПА на угол (α), обеспечивающий гидравлическим магистралям наиболее плавный вход в технологическую стойку. Учитывая возможные различные варианты расположения гидронасоса на КПА (спереди или сзади при взгляде по полету), а также возможное смещение технологических стоек и пилона, угол разворота оси гидронасоса (α) относительно горизонтальной оси двигателя, согласно настоящей заявке, может составлять в диапазоне от 60 до 120 градусов, причем вариант с расположением оси гидронасоса перпендикулярной оси двигателя (90°) является частным случаем этого решения.When placing the CPA in the interloop space, the rotated position of the aircraft hydraulic pump is even more relevant, given the large number of piping that needs to be parted in a reduced cross-sectional area. In this case, the hydraulic pipelines must be brought to the pylon through a vertical technological rack for the output of communications, located at 12 o'clock of the conditional dial. This technological rack, as a rule, is located behind the intermediate housing and is displaced along the axis relative to the position of the hydraulic pump. If the axis of the hydraulic pump is positioned horizontally (parallel to the axis of the engine), then in this variant there will be the maximum possible number of bends in the hydraulic lines, as in the variant with the CPA located on the outer casing of the engine. To reduce hydraulic losses, it is proposed to turn the hydraulic pump drive on the CPA at an angle (α), which provides the smoothest entry into the technological rack for the hydraulic lines. Taking into account the possible various options for the location of the hydraulic pump on the CPA (front or rear when viewed from the flight), as well as the possible displacement of the technological racks and pylon, the angle of rotation of the axis of the hydraulic pump (α) relative to the horizontal axis of the engine, according to this application, can be in the range from 60 to 120 degrees, and the option with the location of the axis of the hydraulic pump perpendicular to the axis of the engine (90 °) is a special case of this solution.
Технический результат заключается в получении максимально коротких и с меньшим количеством перегибов гидравлических магистралей за счет разворота дополнительного привода гидронасоса, расположенного на коробке приводных агрегатов, на угол от 60 до 120 градусов относительно горизонтальной оси двигателя, что обеспечивает получение минимальных гидравлических потерь и экономит массу самолета за счет укорочения длины гидравлических магистралей.The technical result consists in obtaining the shortest possible hydraulic lines with fewer kinks by turning the additional hydraulic pump drive located on the drive unit box at an angle of 60 to 120 degrees relative to the horizontal axis of the engine, which ensures minimal hydraulic losses and saves aircraft weight for by shortening the length of the hydraulic lines.
Технический результат достигается за счет того, что газотурбинный двигатель с коробкой приводных агрегатов, находящийся в мотогондоле, состоит из наружного и внутреннего контуров и содержит вентилятор, компрессор низкого давления, промежуточный корпус с лопатками спрямляющих аппаратов, центральный привод с коническими зубчатыми колесами, угловой конический привод с коническими колесами, технологические стойки, соединительный вал, компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, согласно изобретению, на коробку приводных агрегатов, расположенную в межконтурном пространстве или установленную на наружном корпусе двигателя, установлен дополнительный привод с гидронасосом, развернутый на угол, находящийся в диапазоне от 60 до 120 градусов относительно горизонтальной оси двигателя, что обеспечивает сокращение длины гидравлических магистралей гидронасоса, минимальное гидравлическое сопротивление и наиболее плавный вход указанных гидравлических магистралей в технологическую стойку и далее через пилон в крыло самолета к потребителям гидравлической энергии, например, к закрылкам, подкрылкам, шасси.The technical result is achieved due to the fact that the gas turbine engine with a box of drive units, located in the engine nacelle, consists of external and internal circuits and contains a fan, a low-pressure compressor, an intermediate housing with straightening vanes, a central drive with bevel gears, an angular bevel drive with conical wheels, technological racks, connecting shaft, high-pressure compressor, combustion chamber, high-pressure turbine, low-pressure turbine, according to the invention, an additional drive with a hydraulic pump is installed on the box of drive units located in the interloop space or installed on the outer casing of the engine, deployed at an angle ranging from 60 to 120 degrees relative to the horizontal axis of the engine, which ensures a reduction in the length of the hydraulic lines of the hydraulic pump, minimum hydraulic resistance and the smoothest entry of these hydraulic lines into the technological rack and further through the pylon into the aircraft wing to the consumers of hydraulic energy, for example, to flaps, wheel arch liners, landing gear.
Конструкция газотурбинного двигателя с коробкой приводных агрегатов, согласно изобретению, показана на Фиг. 1. На Фиг. 2 схематично представлен вид спереди двигателя, на котором видна коробка приводных агрегатов, с расположением на ней дополнительного привода с гидронасосом и гидравлическими магистралями.The construction of a gas turbine engine with a drive unit box according to the invention is shown in FIG. 1. In FIG. 2 is a schematic front view of the engine, which shows the box of drive units, with the location of an additional drive with a hydraulic pump and hydraulic lines on it.
Газотурбинный двигатель (1), находящийся в мотогондоле (2), состоит из двух контуров: наружного (21) и внутреннего (22) и содержит вентилятор (20), компрессор низкого давления (3), промежуточный корпус с лопатками спрямляющих аппаратов (4), центральный привод с коническими зубчатыми колесами (5), угловой конический привод с коническими колесами (6), технологические стойки (7), соединительный вал (8), коробку приводных агрегатов (9), расположенную в межконтурном пространстве (10), на которой установлен дополнительный привод (11) с гидронасосом (12), компрессор высокого давления (13), камеру сгорания (14), турбину высокого давления (15), турбину низкого давления (16), гидравлические магистрали (17), которые выводятся через верхнюю технологическую стойку (7) в пилон (18) и далее, через крыло (19), к потребителям гидравлической энергии: закрылкам, подкрылкам, шасси и другим (не показаны).The gas turbine engine (1), located in the engine nacelle (2), consists of two circuits: external (21) and internal (22) and contains a fan (20), a low-pressure compressor (3), an intermediate housing with straightener blades (4) , a central drive with bevel gears (5), an angular bevel drive with bevel gears (6), technological stands (7), a connecting shaft (8), a box of drive units (9) located in the intercircuit space (10), on which an additional drive (11) with a hydraulic pump (12), a high-pressure compressor (13), a combustion chamber (14), a high-pressure turbine (15), a low-pressure turbine (16), hydraulic lines (17), which are output through the upper technological rack (7) into the pylon (18) and further, through the wing (19), to the consumers of hydraulic energy: flaps, fender liner, landing gear and others (not shown).
Принцип работы газотурбинного двигателя с коробкой приводных агрегатов, заключается в следующем: на фиг. 1 схематично показан газотурбинный двигатель (1), находящийся в мотогондоле (2), который включает в себя компрессор низкого давления (3) с вентилятором (20), компрессор высокого давления (13), камеру сгорания (14) и турбины высокого давления (15) и низкого давления (16). Вентилятор (20) сжимает и направляет воздух по двум направлениям: в наружный (21) и внутренний (22) контур двигателя. Поток воздуха, закрученный после прохождения вентилятора (20), выпрямляется на спрямляющих аппаратах промежуточного корпуса (4) и, проходя по наружному контуру (21) и создавая необходимую тягу, выбрасывается наружу. В то же время воздух, направленный во внутренний контур (22) двигателя последовательно сжимается в компрессоре сначала низкого (3), а потом и высокого (13) давления, и попадает в камеру сгорания (14), где, смешиваясь с топливом и воспламеняясь, создает поток выхлопных газов высокого давления. Этот поток последовательно проходит через турбину высокого давления (15), дополнительно приводя во вращение компрессор высокого давления (13), далее через турбину низкого давления, также попутно приводя во вращение вентилятор (20) и компрессор низкого давления (3) и удаляясь из внутреннего контура (22) также создает тягу. Мощность приводным агрегатам, таким, как например, гидронасос (12), находящемся на дополнительном приводе (11) коробки приводных агрегатов (9), передается от вала компрессора высокого давления (13) с помощью зубчатых колес центрального привода (5) и углового конического привода (6), соединительного вала (8) и зубчатых колес коробки приводных агрегатов (9) и дополнительного привода (11). Учитывая то, что гидронасос - самолетный агрегат, в заявляемом варианте при проектировании привода гидронасоса обеспечена доставка гидрожидкости максимально короткими магистралями (17): от гидробака к гидронасосу и от гидронасоса к агрегатам самолетных систем: приводам закрылок, подкрылок, шасси и других (не показаны) - см. фиг. 1 и 2. Принимая во внимание, что гидравлические магистрали (17) достаточно большого диаметра и часть из них находится под высоким давлением, максимально короткая трассировка этих магистралей обеспечивает получение минимального количества поворотов, что обуславливает получение минимальных гидравлических потерь и экономит массу. Для достижения этой задачи, согласно заявляемому варианту, предложено на коробку приводных агрегатов (9), расположенную в межконтурном пространстве (10), установить дополнительный привод гидронасоса (11), развернутый на угол (α), обеспечивающий гидравлическим магистралям (17) наиболее плавный вход в технологическую стойку (7) и далее через пилон (18) в крыло самолета (19). Учитывая возможные различные варианты расположения дополнительного привода гидронасоса (11), а также возможное смещение технологических стоек и пилона, угол разворота оси гидронасоса (12), обозначенный (α) относительно горизонтальной оси двигателя, согласно настоящей заявке, может находиться в диапазоне от 60 до 120 градусов, причем вариант с расположением оси гидронасоса перпендикулярной оси двигателя (90°) является частным случаем этого решения.The principle of operation of a gas turbine engine with a box of drive units is as follows: in Fig. 1 schematically shows a gas turbine engine (1) located in an engine nacelle (2), which includes a low pressure compressor (3) with a fan (20), a high pressure compressor (13), a combustion chamber (14) and high pressure turbines (15 ) and low pressure (16). The fan (20) compresses and directs the air in two directions: into the outer (21) and inner (22) circuit of the engine. The air flow swirling after passing through the fan (20) is straightened on the straightening vanes of the intermediate housing (4) and, passing along the outer contour (21) and creating the necessary draft, is thrown out. At the same time, the air directed to the internal circuit (22) of the engine is sequentially compressed in the compressor, first low (3), and then high (13) pressure, and enters the combustion chamber (14), where, mixing with fuel and igniting, creates a high pressure exhaust gas stream. This flow sequentially passes through the high pressure turbine (15), additionally driving the high pressure compressor (13), then through the low pressure turbine, also simultaneously driving the fan (20) and the low pressure compressor (3) and is removed from the internal circuit (22) also creates traction. Power to the drive units, such as, for example, the hydraulic pump (12), located on the additional drive (11) of the drive unit box (9), is transmitted from the high pressure compressor shaft (13) using the gears of the central drive (5) and the angular bevel drive (6), connecting shaft (8) and gears of the drive unit box (9) and additional drive (11). Considering that the hydraulic pump is an aircraft unit, in the claimed embodiment, when designing the hydraulic pump drive, hydraulic fluid is delivered by the shortest possible lines (17): from the hydraulic tank to the hydraulic pump and from the hydraulic pump to aircraft system units: flap drives, fender liner, landing gear and others (not shown) - see fig. 1 and 2. Taking into account that the hydraulic lines (17) are of rather large diameter and some of them are under high pressure, the shortest possible routing of these lines ensures that the minimum number of turns is obtained, which leads to minimal hydraulic losses and saves weight. To achieve this task, according to the claimed version, it is proposed to install an additional hydraulic pump drive (11) turned at an angle (α) on the box of drive units (9) located in the interloop space (10), which provides the smoothest entry to the hydraulic lines (17). into the technological stand (7) and further through the pylon (18) into the aircraft wing (19). Taking into account the possible various options for the location of the additional drive of the hydraulic pump (11), as well as the possible displacement of the technological racks and the pylon, the angle of rotation of the axis of the hydraulic pump (12), indicated by (α) relative to the horizontal axis of the engine, according to this application, can be in the range from 60 to 120 degrees, and the option with the location of the axis of the hydraulic pump perpendicular to the axis of the engine (90°) is a special case of this solution.
Аналогично дополнительный привод с гидронасосом может находиться на коробке приводных агрегатов, установленной на наружном корпусе двигателя, и может быть также развернут в диапазоне от 60 до 120 градусов для плавного входа через пилон в крыло самолета.Similarly, an additional drive with a hydraulic pump can be located on the drive unit box mounted on the outer casing of the engine, and can also be rotated in the range from 60 to 120 degrees for smooth entry through the pylon into the aircraft wing.
Таким образом, предлагаемое изобретение направлено на получение максимально коротких и с меньшим количеством перегибов гидравлических магистралей за счет разворота дополнительного привода гидронасоса, расположенного на коробке приводных агрегатов, на угол от 60 до 120 градусов относительно горизонтальной оси двигателя, что обеспечивает получение минимальных гидравлических потерь и экономит массу самолета.Thus, the proposed invention is aimed at obtaining the shortest possible hydraulic lines with fewer kinks by turning the additional hydraulic pump drive located on the drive unit box at an angle of 60 to 120 degrees relative to the horizontal axis of the engine, which ensures minimal hydraulic losses and saves the mass of the aircraft.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2793638C1 true RU2793638C1 (en) | 2023-04-04 |
Family
ID=
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120117981A1 (en) * | 2010-11-17 | 2012-05-17 | Suciu Gabriel L | Axial accessory gearbox |
| US20150308350A1 (en) * | 2014-04-29 | 2015-10-29 | Honeywell International Inc. | Multi-axis accessory gearboxes of mechanical drive systems and gas turbine engines including the same |
| RU2686248C2 (en) * | 2014-04-29 | 2019-04-24 | Сафран Эркрафт Энджинз | Front part of aircraft double-flow gas turbine engine and aircraft double-flow gas turbine engine |
| RU2711895C2 (en) * | 2017-06-19 | 2020-01-23 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Double-flow jet turbine engine |
| US20200080495A1 (en) * | 2018-09-11 | 2020-03-12 | United Technologies Corporation | Dual spool power extraction with superposition gearbox |
| US20200263610A1 (en) * | 2016-02-03 | 2020-08-20 | Honeywell International Inc. | Compact accessory systems for a gas turbine engine |
| WO2022091275A1 (en) * | 2020-10-28 | 2022-05-05 | 川崎重工業株式会社 | Aircraft gas turbine engine |
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120117981A1 (en) * | 2010-11-17 | 2012-05-17 | Suciu Gabriel L | Axial accessory gearbox |
| US20150308350A1 (en) * | 2014-04-29 | 2015-10-29 | Honeywell International Inc. | Multi-axis accessory gearboxes of mechanical drive systems and gas turbine engines including the same |
| RU2686248C2 (en) * | 2014-04-29 | 2019-04-24 | Сафран Эркрафт Энджинз | Front part of aircraft double-flow gas turbine engine and aircraft double-flow gas turbine engine |
| US20200263610A1 (en) * | 2016-02-03 | 2020-08-20 | Honeywell International Inc. | Compact accessory systems for a gas turbine engine |
| RU2711895C2 (en) * | 2017-06-19 | 2020-01-23 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Double-flow jet turbine engine |
| US20200080495A1 (en) * | 2018-09-11 | 2020-03-12 | United Technologies Corporation | Dual spool power extraction with superposition gearbox |
| WO2022091275A1 (en) * | 2020-10-28 | 2022-05-05 | 川崎重工業株式会社 | Aircraft gas turbine engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7351174B2 (en) | Twin turbo-shaft engine with accessory gearbox drive means | |
| US8347637B2 (en) | Accessory gearbox with internal layshaft | |
| EP3431738B1 (en) | Tangential drive for gas turbine engine accessories | |
| US8490411B2 (en) | Axial accessory gearbox | |
| US10184404B2 (en) | Geared gas turbine engine accessory gearbox | |
| US9068515B2 (en) | Accessory gearbox with tower shaft removal capability | |
| JP4463810B2 (en) | Aircraft engine equipment | |
| US8490410B2 (en) | Axial accessory gearbox | |
| EP3511549B1 (en) | A gas turbine engine comprising an accessory gearbox assembly | |
| US20110239660A1 (en) | Mounting arrangement for gas turbine engine accessories and gearbox therefor | |
| US10145260B2 (en) | Accessory drive case for a turboprop | |
| EP3114327B1 (en) | Gas turbine engine accessory architecture | |
| RU2677312C2 (en) | Turbine engine provided with means of absorbing stresses from thrust of engine thereof | |
| US20140090386A1 (en) | Geared turbofan with fan and core mounted accessory gearboxes | |
| US9845735B2 (en) | System and apparatus for diversified gearbox | |
| US11686253B2 (en) | Through-flow gas turbine engine with electric motor and electric generator | |
| US9416729B2 (en) | Oil tank mount with yoke | |
| RU2793638C1 (en) | Gas turbine engine with drive unit box | |
| CN112539253A (en) | Planet carrier for an epicyclic gear mechanism | |
| EP3000992A1 (en) | Apparatus for mounting a component in a gas turbine engine | |
| CA2835341A1 (en) | A gas turbine system and corresponding method for assembling this system | |
| RU2711895C2 (en) | Double-flow jet turbine engine |