SE448899B - Turbinutloppsladaggregat - Google Patents
TurbinutloppsladaggregatInfo
- Publication number
- SE448899B SE448899B SE8206693A SE8206693A SE448899B SE 448899 B SE448899 B SE 448899B SE 8206693 A SE8206693 A SE 8206693A SE 8206693 A SE8206693 A SE 8206693A SE 448899 B SE448899 B SE 448899B
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- devices
- attached
- turbine
- drawer
- turbine outlet
- Prior art date
Links
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
- 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
-
- 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
Description
448 899 förhållande till form plåten.
Denna konstruktion medger betydande deformation av den yttre turbin- utloppslådan i förhållande till den inre turbinutloppslådan utan att medföra radiellå belastningar eller alltför stora vridbelastningar i metallformplåten, som inte är något särskilt starkt konstruktionselement och som normalt inte skulle betraktas som lämpligt som bladstöd. Genom att tillåta bladen att gunga eller svänga kring sina yttre fästpunkter minskas de moment, som annars skulle överföras från ytterlådan till bladen och resultera i alltför stor axiell rörelse vid de senares innerändar. Alltför stor axiell rörelse hos bladens innerändar kunde resultera i störningar mellan bladen och delarna av motorn omedelbart uppströms och nedströms eller skulle, alternativt, kräva att formplâten tålde mycket större axiella belastningar för att förhindra sådan rörelse.
De föregående och andra syften, särdrag och fördelar med föreliggande uppfinning kommer att framgå närmare i samband med följande detaljerade beskrivning av föredragna utföringsformer därav, som visas i de bifogade ritningarna, i vilka Figur 1 är en sektionsvy av turbinutloppsdelen av en axialgasturbinmotor konstruerad i enlighet med principerna för uppfinningen, Figur 2 är en sektionsvy tagen längs linjen 2-2 i Figur 1, och Figur 3 är en tvärsektionsvy tagen längs linjen 3-3 i Figur l.
I Figur 1 visas turbinen och turbinutloppssektionen hos en axialgasturbin- motor i tvärsektion. Det visade partiet omfattar ett turbinrotoraggregat 10, ett turbinutloppslådaggregat 12, en rotoraxel 14, ett bakre lager 16, lagerstöd 18, dragstänger 20 och en motorramkonstruktion 22.
Rotoraggregatet 10 uppbärs från axeln 14 medelst anordningar, som inte visas men som är välkända för fackmannen och inte utgör någon del av uppfinningen. Rotoraggregatet 10 innefattar ett navparti 24, som har ett flertal turbinskovlar 26 löpande radiellt utåt därifrån tvärs gasflödesbanan 28.
Lagret 16 omfattar en roterande yttre lagerbana 27 och en stationär inre lagerbana 30, vilka är åtskilda genom periferiellt anordnade rullelement 32. Den yttre lagerbanan 27 är fäst vid axlens lll bakände 314 och samroterar därmed. Den stationära inre lagerbanan 30 är med lämpliga anordningar fastgjord vid lagerstödet 18, som omfattar ett flertal ringformiga konstruktionselement såsom det "W"-formade stödet 36 och axeltätningsstödet 38, vilka är sammanfogade medelst bultar 40. Konstruktionen av lagret 16 och lagerstödet 18 är inte kritiska för föreliggande uppfinning.
Turbinutloppslådaggregatet 12 omfattar en innerlåda #2, en ytterlåda 144, en ringformad formplåt 46, ett flertal radiellt löpande ihåliga stöttor 48 och ett steg av turbinutloppsstyrblad 50. Vid denna utföringsform finns sex stöttor 4:7 4 4 8 8 9 9 3 likformigt utplacerade utmed omkretsen kring motoraxeln och de är stadigt fästa vid både sina innerändar 52 och ytterändar 54 vid inner- resp. ytterlådorna 42, 44. lnnerlådans 42 uppströmsände 43 innefattar en radiellt inâtriktad fläns 56, som är hopbultad med en motsvarande, utåtriktad fläns 58, som ytgör en del av axeltätningsstödet 38. Det framgår sålunda, att turbinutloppslådaggregatet l2 är upphängt i eller uppbärs från lagerstödaggregatet 18.
Dragstängerna 24 har inre gängade ändar 60, som är stadigt fästa vid lagerstödaggregatet 18, och yttre gängade ändar 62, som är stadigt fästa vid motorramkonstruktionen 22. Varje dragstång löper genom en av stöttorna 48 och tar lasterna från lagerstödaggregatet 18 till motorramkonstruktionen 22. Vid denna utföringsform utgör motorramkonstruktionen 22 en del av ett fläktförbi- ledningskanalaggregat 66, som begränsar en ringformig fläktförbiledningsbana 68 mellan sig själv och ytterlådan 44. Även om detta inte är relaterat till föreliggande uppfinning visas också ett lageroljematningsrör 70 löpande genom en stötta 48.
Formplåten 46 har en uppströmsände 72, en nedströmsände 74 och en däremellan löpande metallplåtvägg 76. Väggen 76 och ytterlådan 44 avgränsar gasflödesbanan 28 nedströms turbinutloppsstyrbladen 50. Som visas i ritningen är formplâtens 46 nedströmsände 74 konsolupphängd från innerlådan 42 nedströms stöttorna 48. Väggen 76 är försedd med genomgående hål 78, som svarar mot formen på stöttorna 48 och genom vilka stöttorna går. Som bäst visas i Figur 2 innefattar väggen 76 axiella korrugeringar 80 längs stöttornas 48 axiella längd.
Korrugeringarna har huvudsakligen till syfte att minska vibrationer i formplàten 46 under drift av motorn. Formplåtens 46 uppströmsände 72 innefattar en stödring 82, som har betydande tvärsektionsarea för att ge styvhet åt den tunna metallplåtväggen 76. i Som bäst visasi Figur 3 är utloppsstyrbladen 50 vid denna utföringsform praktiskt taget plana skivor (dvs. ej airfoilformade) i syfte att räta ut flödet av gaser, som kommer ut från mellanrummen mellan turbinskovlarna 26. Beroende på det faktum, att det vid denna utföringsform praktiskt taget inte förekommer något tryckfall över bladen 50 och eftersom den ytarea på bladen, som påverkas av nedströmstrycket, är större än den ytarea, som påverkas av uppströmstrycket, är bladen konstant tryckbelastade i uppströmsriktningen under dgift av motorn.
Bladen 50 innefattar radiellt inre ändar 84, inklusive inre plattformar 86, och radiellt yttre ändar 88, inklusive yttre plattformar 90. Bladen 50 är fästa vid ytterlådan 44 vid sina ytterändar 88 nära framkanterna 92. Plåttformarna 90 inbegriper utåtriktade och periferiellt anliggande flänspartier 94, som har framåtriktade flikar 96. Dessa flikar passar i en bakåtriktad ringformig slits 981 448 899 4 en bladstödring 100. Ringen har ett radiellt utåtriktat ringformigt plattparti 102 infångat mellan en radiellt utåtriktad fläns 1014 på ett främre ytterlådeparti 106 och en radiellt utåtriktad fläns 108 på ett bakre ytterlådeparti 110. Flänsarna 104, 108 hålls samman medelst bultar 112. Radiellt ínåtriktade, i omkretsrikt- ningen med mellanrum anordnade ringformade fliksegment 114 på det bakre ytterlådepartiet 110 just nedströms varje flänsparti 94 förhindrar axiell rörelse för bladehs 50 ytterändar. Detta hakarrangemang vid plattformens 90 upp- strömsändar, tillsammans med ett litet radiellt gap 116 mellan plattformarnas 90 nedströmsändar och ytterlådan lill, tillåter betydande gungning av bladen 50 i uppströms och nedströms riktning kring deras fästpunkt vid ytterlådan 44. Bladen 50 kan vara enskilda blad, vart och ett med sina egna plattformar 86, 90, eller också kan de vara grupper om två eller flera blad, som delar gemensamma plattformar.
Uppströmsändarna av de inre plattformarna 86 på bladen 50 innefattar inåtriktade och periferiellt anliggande tungor 118, som tillsammans bildar en ringformig segmenterad ring. Dessa tungor passar i en ringformig, radiellt utåtriktad kanal 120 upptagen i formplåtens 46 stödring 82 och är fria att röra sig radiellt relativt denna. Under drift av motorn tryckbelastas bladen 50 i uppströmsriktningen, så att tungorna 118 pressas mot den bakåt vända ytan 122 av kanalen 120. Den axiella bredden på kanalen 120 är större än tjockleken på tungorna 118, så att bladen kanggunga i uppströms och nedströms riktning utan att skapa nâgra vridmoment i form plåten 46.
Förutom att ge ett lätt, konstruktionsmässigt sunt stödsystem för turbinutloppsblad tillhandahåller turbinutloppslådaggregatet enligt föreliggande uppfinning en god värmesköld för lagret 16 och lagerstödet 18 genom att den enda läckningsbanan för den varma gasströmmen går genom gap mellan formplåtväggen 76 och stöttorna #8 och gap mellan intilliggande tungor 118. Även om uppfinningen visats och beskrivits med avseende på en före- dragen utföringsform inser fackmannen på området att olika ändringar och utelämnanden vad gäller form och detaljer kan göras utan att man avviker från uppfinningens grundtanke och omfattning. (r
Claims (9)
1. l. Turbinutloppslâdaggregat (12) för axiella gasturbinmotorer med en turbinsektion omfattande minst ett turbinrotorsteg (10), vilket aggregat är anordnat nedströms rotorsteget och innefattar anordningar åvgränsande en axiellt förlöpande, ringformig gasfiödesbana (28), k ä n n e t e c k n a t av att det innefattar: inre lädanordningar (42), yttre lådanordningar (44) anordnade radiellt utanför de inre lâdanord- ningarna; ett steg av turbinutloppsstyrblad (50) anordnade i gasflödesbanan (28) för att uträta det gasflöde, som lämnar turbinrotorsteget, vilka styrblad har radiellt yttre ändar (88) fästa vid de yttre lådanordningarna; ett flertal periferiellt anordnade stöttor (48), som löper radiellt tvärs flödesbanan nedströms styrbladen och som har innerändar (52) stadigt fästa vid innerlådanordningen och ytterändar (54) stadigt fästa vid ytterlådanordningen; och formplåtanordningar (46), som har en uppströmsände (72) och en nedströmsände (74) och som innefattar arkformiga metallväggorgan (76), som har en uppströmsände och är anordnade mellan innerlådanordningarna och ytterlâdan- ordningarna under avgränsning av den radiellt inre ytan hos den ringformiga gasflödesbanan omedelbart nedströms utloppsstyrbladen, vilka formplätanord- ningar är konsolupphängda från sin nedströmsände från innerlådanordningarna nedströms stöttorna, varvid uppströmsänden ingriper med inneränden pâ utlopps- styrbladen för att bilda axiellt stöd för dessa, varvid varje stötta löper genom en öppning i vägganordningen.
2. Turbinutloppslâdaggregat enligt patentkravet l, k ä n n e t e c k n a t av att innerändarna på utloppsstyrbladen är fria att röra sig radiellt i förhållande till form plàtanordningen.
3. Turbinsutloppslâdaggregat enligt patentkravet 2, k ä n n e t e c k n a t av att ytterändarna på styrbladen är fästa' vid den yttre ladanordningen på ett sätt som medger gungning av bladen izuppströms och nedströms riktning kring den punkt, vid vilken de är fästa vid den yttre lådan- ordningen. |,,_
4. Turbinutloppslådaggregat enligt patentkravet 3, k ä n n e t e c k n a t av att varje blad har en främre och en bakre kant och är fäst vid den yttre lådanordningen intill sin framkant. 10 15 20 25 448 899
5. Turbinutloppslâdaggregat enligt något av patentkraven 1, 2, 3 eller 4, k ä n f; e t e c k n a t av att vägganordningen innefattar axiella korrugeringar mellan stöttorna.
6. = Turbinutloppslâdaggregat enligt patentkravet 2, 3 eller 4, k ä n n e 't e c k n a t av att formplåtanordningens uppströmsände omfattar en stödring, som är utförd i ett stycke med uppströmsänden av den arkformiga metallvägganordningen, vilken stödring ger styvhet åt vägganordningen och är försedd med en ringformig, utåtriktad kanal, varvid innerändarna på utlopps- styrbladen innefattar tungor, som löper radiellt inåt in i denna kanal.
7. Turbinutloppslâdaggregat enligt patentkravet 6, k ä n n e t e c k n a t av att bredden på kanalen i axialriktningen är större än tjockleken på tungorna i axialriktningen, vilket tillåter axiell rörelse för bladens ínnerändar.
8. Turbinutloppslådaggregat enligt patentkravet 6, k ä n n e t e c k n a t av att tungorna sträcker sig periferiellt och anligger mot varandra för att bilda en segmenterad ring.
9. Turbinutloppslâdaggregat enligt patentkravet 6, k ä n n e t e c k n a t av att motorn innefattar en motormonteringsringanord- ning anordnad radiellt utanför den yttre lådanordningen, en axiellt löpande rotoraxel, lageranordningar anordnade på axeln och lagerstödanordningar fast- gjorda vid lageranordningarna och belägna radiellt innanför de inre lådan- ordningarna, vilka är fästa vid och uppbärs av lagerstödanordningen, och den yttre lâdanordningen uppbärs av den inre lâdanordningen via stöttorna, ett flertal väsentligen radiellt förlöpande dragstänger, som var och en passerar genom en av stöttorna och var och en har en innerände fäst vid lagerstödet och en ytterände fäst vid monteringsringanordningen för att överföra laster från nämnda stöd till monteringsringanordningen.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/328,565 US4478551A (en) | 1981-12-08 | 1981-12-08 | Turbine exhaust case design |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE8206693D0 SE8206693D0 (sv) | 1982-11-24 |
SE8206693L SE8206693L (sv) | 1983-06-09 |
SE448899B true SE448899B (sv) | 1987-03-23 |
Family
ID=23281504
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE8206693A SE448899B (sv) | 1981-12-08 | 1982-11-24 | Turbinutloppsladaggregat |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4478551A (sv) |
JP (1) | JPS5898604A (sv) |
DE (1) | DE3243659A1 (sv) |
IL (1) | IL67135A (sv) |
SE (1) | SE448899B (sv) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9611656B2 (en) | 2000-03-31 | 2017-04-04 | Pergo (Europe) Ab | Building panels |
Families Citing this family (197)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4796423A (en) * | 1983-12-19 | 1989-01-10 | General Electric Company | Sheet metal panel |
US4758129A (en) * | 1985-05-31 | 1988-07-19 | General Electric Company | Power frame |
US4668162A (en) * | 1985-09-16 | 1987-05-26 | Solar Turbines Incorporated | Changeable cooling control system for a turbine shroud and rotor |
US4920742A (en) * | 1988-05-31 | 1990-05-01 | General Electric Company | Heat shield for gas turbine engine frame |
US4907946A (en) * | 1988-08-10 | 1990-03-13 | General Electric Company | Resiliently mounted outlet guide vane |
US4987736A (en) * | 1988-12-14 | 1991-01-29 | General Electric Company | Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield |
US4989406A (en) * | 1988-12-29 | 1991-02-05 | General Electric Company | Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes |
FR2646470B1 (fr) * | 1989-04-26 | 1991-07-05 | Alsthom Gec | Systeme de supportage du rotor dans une turbine a echappement axial avec le palier cote echappement a raideur isotrope, directement flasque sur la fondation |
FR2646469B1 (fr) * | 1989-04-28 | 1991-07-05 | Alsthom Gec | Systeme de supportage du rotor dans une turbine a echappement axial avec le palier cote echappement integre a la fondation |
US4979872A (en) * | 1989-06-22 | 1990-12-25 | United Technologies Corporation | Bearing compartment support |
US5076049A (en) * | 1990-04-02 | 1991-12-31 | General Electric Company | Pretensioned frame |
US5160251A (en) * | 1991-05-13 | 1992-11-03 | General Electric Company | Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads |
US5236303A (en) * | 1991-09-27 | 1993-08-17 | General Electric Company | Gas turbine engine structural frame with multi-clevis ring attachment of struts to outer casing |
US5180282A (en) * | 1991-09-27 | 1993-01-19 | General Electric Company | Gas turbine engine structural frame with multi-yoke attachment of struts to outer casing |
US5526640A (en) * | 1994-05-16 | 1996-06-18 | Technical Directions, Inc. | Gas turbine engine including a bearing support tube cantilevered from a turbine nozzle wall |
US5597286A (en) * | 1995-12-21 | 1997-01-28 | General Electric Company | Turbine frame static seal |
US6511284B2 (en) * | 2001-06-01 | 2003-01-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for minimizing gas turbine engine thermal stress |
US6679045B2 (en) | 2001-12-18 | 2004-01-20 | General Electric Company | Flexibly coupled dual shell bearing housing |
US6735954B2 (en) | 2001-12-21 | 2004-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Offset drive for gas turbine engine |
GB2402717B (en) * | 2003-06-10 | 2006-05-10 | Rolls Royce Plc | A vane assembly for a gas turbine engine |
US7100358B2 (en) * | 2004-07-16 | 2006-09-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine exhaust case and method of making |
US8667688B2 (en) | 2006-07-05 | 2014-03-11 | United Technologies Corporation | Method of assembly for gas turbine fan drive gear system |
US7704178B2 (en) | 2006-07-05 | 2010-04-27 | United Technologies Corporation | Oil baffle for gas turbine fan drive gear system |
US7762766B2 (en) * | 2006-07-06 | 2010-07-27 | Siemens Energy, Inc. | Cantilevered framework support for turbine vane |
US9976437B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Epicyclic gear train |
US8753243B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-06-17 | United Technologies Corporation | Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme |
US10107231B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with geared architecture |
US8858388B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-10-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine gear train |
US20100303608A1 (en) * | 2006-09-28 | 2010-12-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Two-shaft gas turbine |
WO2008045072A1 (en) | 2006-10-12 | 2008-04-17 | United Technologies Corporation | Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser |
US20080273961A1 (en) | 2007-03-05 | 2008-11-06 | Rosenkrans William E | Flutter sensing and control system for a gas turbine engine |
US11149650B2 (en) | 2007-08-01 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US11346289B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-05-31 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US11486311B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-11-01 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US20150377123A1 (en) | 2007-08-01 | 2015-12-31 | United Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US11242805B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-02-08 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US9701415B2 (en) | 2007-08-23 | 2017-07-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle |
US9957918B2 (en) | 2007-08-28 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine front architecture |
US20140157754A1 (en) | 2007-09-21 | 2014-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine compressor arrangement |
US7762509B2 (en) * | 2007-10-18 | 2010-07-27 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems involving rotatable annular supports |
US8215901B2 (en) * | 2007-12-03 | 2012-07-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engines and related systems involving offset turbine frame struts |
US20140174056A1 (en) | 2008-06-02 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine |
US8069648B2 (en) * | 2008-07-03 | 2011-12-06 | United Technologies Corporation | Impingement cooling for turbofan exhaust assembly |
US8245518B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-08-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
US20100132371A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
US8091371B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame for gas turbine engine |
US20100132377A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fabricated itd-strut and vane ring for gas turbine engine |
US8099962B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-01-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system and radial locator for radially centering a bearing for gas turbine engine |
US8347500B2 (en) * | 2008-11-28 | 2013-01-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of assembly and disassembly of a gas turbine mid turbine frame |
US8061969B2 (en) * | 2008-11-28 | 2011-11-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
US8347635B2 (en) * | 2008-11-28 | 2013-01-08 | Pratt & Whitey Canada Corp. | Locking apparatus for a radial locator for gas turbine engine mid turbine frame |
FR2940359B1 (fr) * | 2008-12-18 | 2014-11-28 | Snecma | Carter d'echappement pour turbomachine, comportant une ferrure d'accrochage dissociee de la virole exterieure. |
US8231142B2 (en) * | 2009-02-17 | 2012-07-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fluid conduit coupling with leakage detection |
US9885313B2 (en) | 2009-03-17 | 2018-02-06 | United Technologes Corporation | Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle |
US20100303610A1 (en) * | 2009-05-29 | 2010-12-02 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine stator assembly |
US8596959B2 (en) * | 2009-10-09 | 2013-12-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Oil tube with integrated heat shield |
US8776533B2 (en) * | 2010-03-08 | 2014-07-15 | United Technologies Corporation | Strain tolerant bound structure for a gas turbine engine |
US9995174B2 (en) | 2010-10-12 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Planetary gear system arrangement with auxiliary oil system |
US10605167B2 (en) | 2011-04-15 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine front center body architecture |
EP2527604A1 (en) | 2011-05-24 | 2012-11-28 | Siemens Aktiengesellschaft | An arrangement in which an inner cylindrical casing is connected to a concentric outer cylindrical casing |
US9239012B2 (en) | 2011-06-08 | 2016-01-19 | United Technologies Corporation | Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine |
US9523422B2 (en) | 2011-06-08 | 2016-12-20 | United Technologies Corporation | Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine |
US9631558B2 (en) | 2012-01-03 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine |
US9909505B2 (en) | 2011-07-05 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
US9506422B2 (en) | 2011-07-05 | 2016-11-29 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
US8770924B2 (en) * | 2011-07-07 | 2014-07-08 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine with angled and radial supports |
US9938898B2 (en) | 2011-07-29 | 2018-04-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan bearing arrangement |
US20130042629A1 (en) * | 2011-08-17 | 2013-02-21 | David T. Feindel | Turbomachine load management assembly |
US8992173B2 (en) * | 2011-11-04 | 2015-03-31 | United Technologies Corporation | Tie-rod nut including a nut flange with a plurality of mounting apertures |
US9416677B2 (en) | 2012-01-10 | 2016-08-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine forward bearing compartment architecture |
US20130186058A1 (en) | 2012-01-24 | 2013-07-25 | William G. Sheridan | Geared turbomachine fan and compressor rotation |
US9316117B2 (en) | 2012-01-30 | 2016-04-19 | United Technologies Corporation | Internally cooled spoke |
US9169781B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine engine gearbox |
US9835052B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-12-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US8869508B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area fan nozzle control |
US20150345426A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-12-03 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US20130192191A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Frederick M. Schwarz | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US10724431B2 (en) | 2012-01-31 | 2020-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine |
US10113434B2 (en) | 2012-01-31 | 2018-10-30 | United Technologies Corporation | Turbine blade damper seal |
US20130192198A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Lisa I. Brilliant | Compressor flowpath |
US20130192251A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Peter M. Munsell | Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine |
US9394852B2 (en) | 2012-01-31 | 2016-07-19 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle with wall thickness distribution |
US20130192240A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Peter M. Munsell | Buffer system for a gas turbine engine |
US20150192070A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-07-09 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US10400629B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
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 |
US8863491B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US8935913B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US10415468B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system |
US10107191B2 (en) | 2012-02-29 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with reduced fan noise |
US8790075B2 (en) | 2012-03-30 | 2014-07-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine geared architecture axial retention arrangement |
US9068460B2 (en) * | 2012-03-30 | 2015-06-30 | United Technologies Corporation | Integrated inlet vane and strut |
US10138809B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume |
US10125693B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
US9133723B2 (en) * | 2012-05-21 | 2015-09-15 | United Technologies Corporation | Shield system for gas turbine engine |
US20150308351A1 (en) | 2012-05-31 | 2015-10-29 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
US8572943B1 (en) | 2012-05-31 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
EP2861847B1 (en) * | 2012-06-15 | 2020-03-25 | United Technologies Corporation | High durability turbine exhaust case |
US9587514B2 (en) | 2012-07-13 | 2017-03-07 | United Technologies Corporation | Vane insertable tie rods with keyed connections |
US9945411B2 (en) * | 2012-08-31 | 2018-04-17 | United Technologies Corporation | Self-anti-rotating dual lock washer |
EP2900968B1 (en) | 2012-09-28 | 2018-10-31 | United Technologies Corporation | Split-zone flow metering t-tube |
US9334756B2 (en) | 2012-09-28 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Liner and method of assembly |
BR112015007733B1 (pt) | 2012-10-08 | 2022-05-03 | United Technologies Corporation | Motores de turbina a gás, e, método para distribuir peso entre um conjunto de propulsor e um conjunto de gerador de gás de um motor de turbina a gás |
EP2909460A4 (en) | 2012-10-09 | 2016-07-20 | United Technologies Corp | IMPROVED OPERATING REDUCED DOUBLE FLOW REACTOR ENGINE COMPRISING VARIABLE COMPRESSOR SECTION GUIDELINES |
US9920653B2 (en) | 2012-12-20 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
US9932933B2 (en) | 2012-12-20 | 2018-04-03 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
US10472987B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-11-12 | United Technologies Corporation | Heat shield for a casing |
EP2938863B1 (en) | 2012-12-29 | 2019-09-25 | United Technologies Corporation | Mechanical linkage for segmented heat shield |
US9850774B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-12-26 | United Technologies Corporation | Flow diverter element and assembly |
US10294819B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-05-21 | United Technologies Corporation | Multi-piece heat shield |
US10240532B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Frame junction cooling holes |
US9845695B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine seal assembly and seal support |
US10094389B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-10-09 | United Technologies Corporation | Flow diverter to redirect secondary flow |
US9297312B2 (en) | 2012-12-29 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Circumferentially retained fairing |
WO2014105599A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Heat shield for cooling a strut |
US9562478B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-02-07 | United Technologies Corporation | Inter-module finger seal |
US10138742B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Multi-ply finger seal |
WO2014105619A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Multi-function boss for a turbine exhaust case |
US10240481B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Angled cut to direct radiative heat load |
US9903224B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-02-27 | United Technologies Corporation | Scupper channelling in gas turbine modules |
JP6385955B2 (ja) | 2012-12-29 | 2018-09-05 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation | タービンフレームアセンブリおよびタービンフレームアセンブリを設計する方法 |
US9206742B2 (en) | 2012-12-29 | 2015-12-08 | United Technologies Corporation | Passages to facilitate a secondary flow between components |
US10087843B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-10-02 | United Technologies Corporation | Mount with deflectable tabs |
US9347330B2 (en) | 2012-12-29 | 2016-05-24 | United Technologies Corporation | Finger seal |
EP2938834A1 (en) | 2012-12-29 | 2015-11-04 | United Technologies Corporation | Bumper for seals in a turbine exhaust case |
US9863261B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-01-09 | United Technologies Corporation | Component retention with probe |
US9771818B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-09-26 | United Technologies Corporation | Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case |
JP6271582B2 (ja) | 2012-12-29 | 2018-01-31 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation | ガスタービンシールアセンブリおよびシール支持体 |
WO2014105780A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Multi-purpose gas turbine seal support and assembly |
US10006306B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-06-26 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case architecture |
US10060279B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-08-28 | United Technologies Corporation | Seal support disk and assembly |
US9631517B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case |
US9541006B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-01-10 | United Technologies Corporation | Inter-module flow discourager |
US9850780B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-12-26 | United Technologies Corporation | Plate for directing flow and film cooling of components |
WO2014105682A1 (en) | 2012-12-31 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case multi-piece frame |
JP6232446B2 (ja) | 2012-12-31 | 2017-11-15 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation | タービン排気ケースのマルチピース型フレーム |
WO2014105688A1 (en) | 2012-12-31 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case multi-piece frame |
WO2014113034A1 (en) * | 2013-01-21 | 2014-07-24 | United Technologies Corporation | Turbine case adjustment using adjustable tie rods |
US9617870B2 (en) | 2013-02-05 | 2017-04-11 | United Technologies Corporation | Bracket for mounting a stator guide vane arrangement to a strut in a turbine engine |
US10436120B2 (en) | 2013-02-06 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle for an elongated gear turbofan with high bypass ratio |
US9890659B2 (en) * | 2013-02-11 | 2018-02-13 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame vane assembly support with retention unit |
US10221707B2 (en) | 2013-03-07 | 2019-03-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut-vane |
US10330011B2 (en) * | 2013-03-11 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing |
WO2014158439A1 (en) | 2013-03-12 | 2014-10-02 | United Technologies Corporation | Flexible coupling for geared turbine engine |
US11719161B2 (en) | 2013-03-14 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
US10605172B2 (en) | 2013-03-14 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
WO2014149292A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-25 | United Technologies Corporation | Titanium aluminide turbine exhaust structure |
US9885282B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-02-06 | United Technologies Corporation | Turbofan engine bearing and gearbox arrangement |
EP2971659B1 (en) | 2013-03-15 | 2021-09-22 | Raytheon Technologies Corporation | Acoustic liner with varied properties |
US10724479B2 (en) | 2013-03-15 | 2020-07-28 | United Technologies Corporation | Thrust efficient turbofan engine |
EP2994628A4 (en) | 2013-05-09 | 2017-01-18 | United Technologies Corporation | Turbofan engine front section |
US9835038B2 (en) | 2013-08-07 | 2017-12-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut and vane arrangements |
US9556746B2 (en) | 2013-10-08 | 2017-01-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement |
WO2015088619A2 (en) | 2013-10-16 | 2015-06-18 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with targeted modular efficiency |
US9470422B2 (en) | 2013-10-22 | 2016-10-18 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine structural mounting arrangement between combustion gas duct annular chamber and turbine vane carrier |
US10502163B2 (en) | 2013-11-01 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan arrangement with core split power ratio |
EP3063385A4 (en) | 2013-11-01 | 2017-07-12 | United Technologies Corporation | Geared turbofan arrangement with core split power ratio |
US8869504B1 (en) | 2013-11-22 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine gearbox arrangement |
US9598981B2 (en) * | 2013-11-22 | 2017-03-21 | Siemens Energy, Inc. | Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip |
WO2015126454A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108122B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils |
EP3108117B2 (en) | 2014-02-19 | 2023-10-11 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10502229B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126449A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108118B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-09-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108121B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-09-06 | Raytheon Technologies Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils |
EP3108115B8 (en) | 2014-02-19 | 2023-11-08 | RTX Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc blades |
US10570915B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175045A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10584715B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10280843B2 (en) | 2014-03-07 | 2019-05-07 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with integral front support and carrier |
US9879608B2 (en) | 2014-03-17 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Oil loss protection for a fan drive gear system |
US9976490B2 (en) | 2014-07-01 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with oil deaerator |
US10060289B2 (en) | 2014-07-29 | 2018-08-28 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with oil deaerator and air removal |
US9784129B2 (en) | 2014-08-01 | 2017-10-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rear mount assembly for gas turbine engine |
US9856741B2 (en) * | 2014-10-13 | 2018-01-02 | Pw Power Systems, Inc. | Power turbine cooling air metering ring |
US9915225B2 (en) | 2015-02-06 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine |
US9470093B2 (en) | 2015-03-18 | 2016-10-18 | United Technologies Corporation | Turbofan arrangement with blade channel variations |
US10371168B2 (en) | 2015-04-07 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Modal noise reduction for gas turbine engine |
US9885254B2 (en) * | 2015-04-24 | 2018-02-06 | United Technologies Corporation | Mid turbine frame including a sealed torque box |
US9874145B2 (en) | 2015-04-27 | 2018-01-23 | United Technologies Corporation | Lubrication system for gas turbine engines |
US10458270B2 (en) | 2015-06-23 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Roller bearings for high ratio geared turbofan engine |
US9909434B2 (en) | 2015-07-24 | 2018-03-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords |
US10233773B2 (en) | 2015-11-17 | 2019-03-19 | United Technologies Corporation | Monitoring system for non-ferrous metal particles |
US10508562B2 (en) | 2015-12-01 | 2019-12-17 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with four star/planetary gear reduction |
US10443451B2 (en) | 2016-07-18 | 2019-10-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud housing supported by vane segments |
US10364748B2 (en) | 2016-08-19 | 2019-07-30 | United Technologies Corporation | Finger seal flow metering |
US10669948B2 (en) | 2017-01-03 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbofan with non-epicyclic gear reduction system |
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 |
US10724445B2 (en) | 2018-01-03 | 2020-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Method of assembly for fan drive gear system with rotating carrier |
US10815832B2 (en) | 2018-06-19 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Load transfer in turbine exhaust case |
US11028778B2 (en) | 2018-09-27 | 2021-06-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Engine with start assist |
US11092020B2 (en) | 2018-10-18 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly for gas turbine engines |
US11781506B2 (en) | 2020-06-03 | 2023-10-10 | Rtx Corporation | Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines |
US11719245B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Compressor arrangement for a gas turbine engine |
US11814968B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-11-14 | Rtx Corporation | Gas turbine engine with idle thrust ratio |
US11754000B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-09-12 | Rtx Corporation | High and low spool configuration for a gas turbine engine |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2938336A (en) * | 1956-12-06 | 1960-05-31 | United Aircraft Corp | Gas flow straightening vanes |
US3028141A (en) * | 1957-03-25 | 1962-04-03 | United Aircraft Corp | Stator construction |
NL230456A (sv) * | 1957-08-22 | |||
DE2054926B2 (de) * | 1970-11-07 | 1972-02-03 | Motoren und Turbinen Union München GmbH, 8000 München | Halterung eines turbinenleitkranzes |
US4274805A (en) * | 1978-10-02 | 1981-06-23 | United Technologies Corporation | Floating vane support |
US4304522A (en) * | 1980-01-15 | 1981-12-08 | Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited | Turbine bearing support |
DE3003470C2 (de) * | 1980-01-31 | 1982-02-25 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Turbinenleitschaufelaufhängung für Gasturbinenstrahltriebwerke |
-
1981
- 1981-12-08 US US06/328,565 patent/US4478551A/en not_active Expired - Lifetime
-
1982
- 1982-11-01 IL IL67135A patent/IL67135A/xx not_active IP Right Cessation
- 1982-11-05 JP JP57195190A patent/JPS5898604A/ja active Granted
- 1982-11-24 SE SE8206693A patent/SE448899B/sv not_active IP Right Cessation
- 1982-11-25 DE DE19823243659 patent/DE3243659A1/de active Granted
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9611656B2 (en) | 2000-03-31 | 2017-04-04 | Pergo (Europe) Ab | Building panels |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IL67135A0 (en) | 1983-03-31 |
US4478551A (en) | 1984-10-23 |
JPS5898604A (ja) | 1983-06-11 |
SE8206693L (sv) | 1983-06-09 |
SE8206693D0 (sv) | 1982-11-24 |
IL67135A (en) | 1985-11-29 |
DE3243659A1 (de) | 1983-07-21 |
JPH0413529B2 (sv) | 1992-03-10 |
DE3243659C2 (sv) | 1992-01-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
SE448899B (sv) | Turbinutloppsladaggregat | |
EP0184975B1 (en) | Rotor thrust balancing | |
US2692724A (en) | Turbine rotor mounting | |
US2548886A (en) | Gas turbine power plant with axial flow compressor | |
CN104508254B (zh) | 主动间隙控制歧管系统 | |
US3302926A (en) | Segmented nozzle diaphragm for high temperature turbine | |
US2770946A (en) | Brake for turbine rotor | |
US2744722A (en) | Turbine bearing support | |
US10358942B2 (en) | Core differential bearing with centering spring and squeeze film damper | |
US8979484B2 (en) | Casing for an aircraft turbofan bypass engine | |
US10731510B2 (en) | Gas turbine engine with fluid damper | |
SE433099B (sv) | Anordning vid roterande maskin | |
GB2081392A (en) | Turbomachine seal | |
US10196980B2 (en) | Bearing outer race retention during high load events | |
BR102016015937A2 (pt) | conjunto e alojamento de mancal e motor de turbina a gás | |
US4747750A (en) | Transition duct seal | |
GB2043799A (en) | Draining oil from bearing | |
GB2168755A (en) | Improvements in or relating to gas turbine engines | |
JPH02274694A (ja) | 航空機推進装置 | |
SE454911B (sv) | Arrangemang for att torka en vat, poros vevnad | |
EP3095969B1 (en) | Casing assembly | |
US10301972B2 (en) | Intermediate casing for a turbomachine turbine | |
US3300178A (en) | Turbines | |
US4053189A (en) | Turbine construction | |
EP3719332B1 (en) | Bearing housing with flexible joint |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
NUG | Patent has lapsed |
Ref document number: 8206693-7 Effective date: 19930610 Format of ref document f/p: F |