UA82185C2 - Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна - Google Patents
Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна Download PDFInfo
- Publication number
- UA82185C2 UA82185C2 UA20040806523A UA20040806523A UA82185C2 UA 82185 C2 UA82185 C2 UA 82185C2 UA 20040806523 A UA20040806523 A UA 20040806523A UA 20040806523 A UA20040806523 A UA 20040806523A UA 82185 C2 UA82185 C2 UA 82185C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- pressure
- low
- turbine
- pressure turbine
- trunnion
- Prior art date
Links
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims abstract description 33
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 51
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 13
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 abstract 1
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 4
- 239000000314 lubricant Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000004519 grease Substances 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/70—Disassembly methods
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Abstract
Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна, який містить турбіну (10) високого тиску, розташовану перед турбіною (12) низького тиску, і кожух (14) колектора вихідних газів, розташований за турбіною низького тиску. Турбіна низького тиску містить ротор (16, 18), прикріплений до цапфи (20) низького тиску, вал (28) низького тиску і перший підшипник (30) кочення, який розташований на валу (28) низького тиску і служить опорою цапфі (26) високого тиску, до якої прикріплений ротор (22, 24) турбіни (10) високого тиску. Турбіна містить також другий підшипник (32) кочення, розташований на цапфі (20) низького тиску за першим підшипником (30) кочення, що забезпечує центрування цапфи (20) низького тиску відносно до кожуха (14) колектора вихідних газів, й систему рифлень (34), яка розташована між першим і другим підшипниками (30, 32) і яка забезпечує можливість приведення в рух вала (28) низького тиску за допомогою цапфи (20) низького тиску.
Description
Опис винаходу
Даний винахід належить до галузі турбін низького тиску авіаційних газотурбінних двигунів. Конкретніше, 2 винахід охоплює таку конструкцію частин для встановлення ротора турбіни низького тиску на валу низького тиску, яка полегшує його монтаж і демонтаж.
З (патенту О53,844,110 від 26.02.197Зр., кл. Г0О2С7/06Ї, відомий газотурбінний двигун, що складається з двох частин компресору та двох частин турбіни, що сполучаються між собою; кожух, що охоплює частини компресорів та згаданих турбін та частково визначає переважно кільцевий канал ежектувального потоку, що 70 проходить через цей кожух та має вхідний отвір нижче принаймні однієї з ділянок компресору та вихідний отвір нижче принаймні однієї з ділянок турбіни.
Відомі авіаційні газотурбінні двигуни зазвичай обладнують турбіною високого тиску, розташованою на виході камери згоряння. Турбіна низького тиску розташована за турбіною високого тиску по напрямку течії газових потоків, що виходять з камери згоряння. За турбіною низького тиску встановлюється кожух колектора вихідних 72 газів. Таким чином, газові потоки, що виходять з камери згоряння, проходять через турбіни високого й низького тиску, приводячи їх в обертання, і виводяться через колектор вихідних газів.
Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна складається, по суті, з ротора (лопаток і дисків), установленого на цапфі низького тиску. Цапфа встановлена на валу низького тиску і сполучена із системою рифлень, які дозволяють приводити вал низького тиску в обертання. Аналогічним чином, турбіна високого тиску містить ротор (лопатки і диски), встановлений на цапфі високого тиску. Підшипник кочення, встановлений на цапфі низького тиску, служить опорою цапфи високого тиску при її обертанні відносно до вала низького тиску.
За прототип прийнятий відомий авіаційний газотурбінний двигун, поданий на фіг.2, де зображена частина відомої конструкції ротора турбіни низького тиску, встановленого на валу низького тиску газотурбінного двигуна. На цьому кресленні ротор 100 турбіни 102 низького тиску прикріплений до цапфи 104 низького тиску. Ця с цапфа 104 низького тиску доходить в аксіальному напрямку проти напрямку течії газових потоків до ротора 106 (3 турбіни 108 високого тиску і по напрямку течії газових потоків - до кожуха 110 колектора вихідних газів газотурбінного двигуна. Ротор 106 турбіни 108 високого тиску прикріплений до цапфи 112 високого тиску, що доходить в аксіальному напрямку до цапфи 104 низького тиску.
Турбіна 102 низького тиску приводить в обертання вал 114 низького тиску завдяки рифленням 116, юю передбаченим на передньому кінці цапфи 104 низького тиску. Також на передньому кінці цапфи 104 низького оду тиску встановлений перший підшипник 118 кочення, що забезпечує опору для турбіни 102 низького тиску газотурбінного двигуна та її центрування відносно до кожуха 110 колектора. На цапфі 104 низького тиску «-- встановлений також другий підшипник 120 кочення для забезпечення можливості обертання цапфи 112 високого сі тиску. Другий підшипник розташований між першим підшипником 118 і рифленнями 116. Крім того, на цапфі 104 39 низького тиску між другим підшипником 120 і рифленнями 116 встановлене ущільнювальне з'єднання 122. со
Це ущільнювальне з'єднання разом із фланцем 124 забезпечує взаємну герметичність повітряної порожнини 126а і мастильної порожнини 1266.
Така конструкція турбіни низького тиску має численні недоліки, зокрема, пов'язані зі складностями « демонтажу цієї турбіни. 70 В процесі розбирання газотурбінного двигуна (повного або часткового), наприклад, при його обслуговуванні, о, с різноманітні його елементи звичайно демонтуються через задню частину газотурбінного двигуна, тобто по з» напрямку течії газових потоків. Зокрема, для демонтажу турбіни низького тиску необхідно спочатку зробити демонтаж колектора вихідних газів. Тоді знімають турбіну низького тиску (цапфу і ротор) за допомогою зсуву вздовж осі газотурбінного двигуна по напрямку течії газових потоків.
У конструкції, зображеній на фіг.2, після зняття кожуха 110 колектора демонтаж турбіни 102 низького тиску со виявляється ускладнений. При зсуві цапфи 104 низького тиску вздовж осі газотурбінного двигуна по напрямку ко течії газових потоків другий підшипник 120 і ущільнювальне з'єднання 122, підтримувані цапфою низького тиску, від'єднуються від цапфи 112 високого тиску. - Зняття другого підшипника 120 кочення призводить до порушення центрування вала 114 низького тиску бо 20 відносно до цапфи 112 високого тиску (і, отже, відносно до турбіни 108 високого тиску), так що вал 114 низького тиску після демонтажу турбіни 102 низького тиску більше не фіксується в радіальному напрямку. Крім «сл того, зняття ущільнювального з'єднання 122 призводить до порушення взаємної герметичності повітряної порожнини 12ба і мастильної порожнини 1266, причому мастило потрапляє в повітряну порожнину, що призводить до виникнення небезпеки витоку мастила. 25 Розкриття винаходу о Задача, на вирішення якої спрямований даний винахід, полягає, отже, у пропозиції нової геометрії турбіни низького тиску газотурбінного двигуна, яка полегшувала б її демонтаж і не спричиняла б порушення центрування ко турбіни високого тиску відносно до вала турбіни низького тиску і порушення взаємної герметичності повітряної і мастильної порожнин. 60 Для вирішення поставленої задачі відповідно до винаходу пропонується турбіна низького тиску газотурбінного двигуна, який містить турбіну високого тиску, розташовану перед турбіною низького тиску по напрямку течії газових потоків, що проходять через газотурбінний двигун, і кожух колектора вихідних газів, розташований за турбіною низького тиску по напрямку течії газових потоків. Турбіна низького тиску за винаходом містить ротор, прикріплений до цапфи низького тиску, і вал низького тиску, виконаний з можливістю 62 обертання. Дана турбіна характеризується тим, що додатково містить перший підшипник кочення, розташований на валі низького тиску і який служить опорою цапфи високого тиску, до якої прикріплений ротор турбіни високого тиску, а також другий підшипник кочення, розташований на цапфі низького тиску за першим підшипником кочення й що забезпечує центрування цапфи низького тиску відносно до кожуха колектора. Турбіна за винаходом містить також систему рифлень, розташовану між першим і другим підшипниками і яка забезпечує можливість приведення в рух вала низького тиску за допомогою цапфи низького тиску.
Оскільки перший підшипник кочення розташований на валі низького тиску, він не від'єднується від цапфи високого тиску при вилученні цапфи низького тиску. Внаслідок цього при демонтажі турбіни низького тиску цапфа високого тиску, як і раніше, підтримується першим підшипником кочення, що дозволяє валу низького тиску /о залишатися центрованим відносно до турбіни високого тиску. Таким чином, вал низького тиску завжди залишається зафіксованим у радіальному напрямку.
Корисна відмінність даного винаходу полягає також у тому, що турбіна низького тиску додатково містить ущільнювальне з'єднання, яке взаємодіє з цапфою високого тиску. Дане ущільнювальне з'єднання розташоване на валі низького тиску перед першим підшипником кочення.
Таким чином, оскільки ущільнювальне з'єднання також розташоване на валі низького тиску турбіни, воно не від'єднується від цапфи високого тиску при демонтажі цапфи низького тиску. Внаслідок цього при демонтажі турбіни Низького тиску ущільнювальне з'єднання не знімається, і взаємна герметичність повітряної і мастильної порожнин не порушується.
Стислий опис креслень
Інші особливості й переваги даного винаходу стануть ясні з нижченаведеного докладного опису, поданого з посиланнями на додані креслення, на яких представлено один з можливих варіантів здійснення винаходу, що не накладає жодних обмежень. На кресленнях: - фіг.1 зображує в подовжньому розрізі частину турбіни низького тиску за винаходом; - фіг.2 зображує в подовжньому розрізі частину відомої турбіни низького тиску. с
Здійснення винаходу
На фіг.1 зображена частина турбіни низького тиску для газотурбінного двигуна. Поданий газотурбінний (8) двигун обладнаний форсажною системою (з використанням допалювача). Втім, даний винахід може застосовуватися і до газотурбінних двигунів без форсажної системи.
Згідно з відомим принципом побудови газотурбінний двигун з подовжньою віссю Х-Х містить, зокрема, турбіну ю 10 високого тиску, розташовану на виході камери згоряння (не подана). Турбіна 12 низького тиску розташована за турбіною 10 високого тиску по напрямку течії газових потоків, що виходять з камери згоряння. Газотурбінний со двигун також містить кожух 14 колектора вихідних газів, розташований за турбіною 12 низького тиску. «-
Турбіна 12 низького тиску містить, зокрема, множину робочих лопаток 16, установлених на диску 18. Робочі лопатки 16 і диск 18 складають, таким чином, ротор турбіни низького тиску. Диск 18 турбіни низького тиску ЄМ прикріплений до цапфи 20 низького тиску, призначеної для приведення ротора турбіни в обертання. со
Аналогічним чином, турбіна 10 високого тиску містить множину робочих лопаток 22, установлених на диску 24. Цей диск прикріплений до цапфи 26 високого тиску, розташованої вздовж подовжньої осі Х-Х газотурбінного двигуна між нижнім краєм диска 24 турбіни високого тиску і диском 18 турбіни низького тиску.
Ротор турбіни 12 низького тиску приводить в обертання витягнутий у подовжньому напрямку вал 28 низького « тиску, що його передній кінець доходить в аксіальному напрямку до кожуха 14 колектора вихідних газів. Ротор з с турбіни 10 високого тиску приводить в обертання вал високого тиску (не поданий), розташований навколо вала низького тиску співвісно до нього. :з» Відповідно до даного винаходу перший міжвальний підшипник 30 кочення встановлений на валі 28 низького тиску як опора обертання цапфи 26 високого тиску. Точніше, підшипник 30 кочення розташований на валі
НИЗЬКОГО тиску біля переднього краю 20а цапфи 20 низького тиску. со Згідно з відомою технологією перший підшипник 30 складається з декількох роликів Зба, укладених між внутрішнім кільцем (обоймою) ЗОБ, установленим на валі 28 низького тиску, і зовнішнім кільцем Зобс, ко прикріпленим - до цапфи 26 високого тиску. Для змащування й охолодження підшипника між внутрішнім і зовнішнім кільцями
Може вприскуватися мастило. со Також на передньому кінці цапфи 20 низького тиску встановлений другий підшипник 32 кочення. Цей другий сл підшипник служить як опора цапфи 20 низького тиску і забезпечує її центрування відносно до кожуха 14 колектора.
Як і перший підшипник 30, другий підшипник 32 кочення містить декілька роликів 32а, укладених між в Внутрішнім кільцем З2Б, установленим на задньому кінці 205 цапфи 20 низького тиску, і зовнішнім кільцем 32с, прикріпленим до фланця 14а, закріпленого на кожусі 14 колектора. Між внутрішнім і зовнішнім кільцями може (Ф) також вприскуватися мастило для змащування й охолодження підшипника.
Ф Крім того, турбіна 12 низького тиску містить систему рифлень 34, які дозволяють ротору низького тиску приводити в обертання вал 28 низького тиску. Наприклад, ця система може бути утворена взаємно додатковими бо Вифленнями, передбаченими на валі 28 низького тиску й на цапфі 20 низького тиску. Рифлення розташовані в аксіальному напрямку між першим підшипником 30 кочення і другим підшипником 32 кочення.
Корисна відмінність даного винаходу полягає в тому, що турбіна 12 низького тиску додатково містить ущільнювальне з'єднання Зб, яке взаємодіє з цапфою 26 високого тиску і розташоване на валі 28 низького тиску перед першим підшипником ЗО кочення. Ущільнювальне з'єднання 36 може бути виконане, наприклад, з 65 Вуглецю.
Ущільнювальне з'єднання Зб в поєднанні з фланцем 38, розташованим подовжньо між цапфою 26 високого тиску й цапфою 20 низького тиску, дозволяє забезпечити взаємну герметичність передньої повітряної порожнини 40а і задньої мастильної порожнини 4бЬ газотурбінного двигуна.
Конструкція, що містить ущільнювальне з'єднання 36, перший підшипник 30 кочення, цапфу 20 низького тиску і другий підшипник 32 кочення, фіксується відносно до подовжнього зсуву на валі 28 низького тиску за допомогою гайки 42, щільно нагвинченої на задній кінець 28а вала 28 низького тиску.
Зараз розглянемо спосіб демонтажу вищеописаної турбіни низького тиску, наприклад, у ході робіт з обслуговування ротора низького тиску. Ця операція демонтажу здійснюється по напрямку течії газових потоків через газотурбінний двигун. 70 Спочатку знімають кожух 14 колектора, зрушуючи його подовжньо по напрямку течії газових потоків доти, поки він не виявиться вийнятим з газотурбінного двигуна. Після цього знімають гайку 42, нагвинчену на задній кінець 2ва вала 28 низького тиску, і від'єднують від цапфи низького тиску другий підшипник 32 кочення. Після зняття цих елементів може бути знята турбіна 12 низького тиску. Ця операція виконується шляхом її зсуву в подовжньому напрямку до переднього краю цапфи 20 низького тиску, на якому закріплений ротор низького тиску (робочі лопатки 16 і диск 18).
Оскільки перший підшипник ЗО кочення встановлений на валі 28 низького тиску перед цапфою 20 низького тиску, він не від'єднується від вала низького тиску і від цапфи 26 високого тиску. Внаслідок цього цапфа 26 високого тиску й далі підтримується першим підшипником кочення. Завдяки цьому центрування вала 28 низького тиску відносно до турбіни 10 високого тиску в процесі демонтажу турбіни низького тиску не порушується. Тим 2о самим полегшується демонтаж турбіни низького тиску.
Аналогічним чином, оскільки ущільнювальне з'єднання Зб установлене на валі 28 низького тиску перед першим підшипником 30 кочення (й, отже, перед цапфою 20 низького тиску), воно також не від'єднується від вала 28 низького тиску і від цапфи 26 високого тиску та може й далі забезпечувати герметичність. Це запобігає потраплянню мастила з мастильної порожнини 40Б у повітряну порожнину 40а в процесі демонтажу турбіни с г НИЗЬКОГО ТИСКУ.
Крім полегшення демонтажу турбіни низького тиску, даний винахід дозволяє аналогічним чином полегшити о монтаж турбіни низького тиску (наприклад, по завершенні робіт з обслуговування ротора).
Справді, оскільки вал 28 низького тиску вже віддентрований (тобто зафіксований у радіальному напрямку), встановлення турбіни 12 низького тиску значно полегшується, причому не виникає необхідності впливати на ю зо елементи турбіни високого тиску. Для здійснення операції монтажу турбіну 12 низького тиску встановлюють співвісно до турбіни 10 високого тиску на деякій відстані від неї, після чого турбіну надівають на вал 28 с низького тиску таким чином, щоб рифлення 34 турбіни правильним чином зчепилися з додатковими до них «- рифленнями 34 вала низького тиску. Після цього турбіну 12 низького тиску зрушують у подовжньому напрямку вбік турбіни 10 високого тиску доти, поки передній край 20а цапфи 20 низького тиску не упреться у внутрішнє СМ кільце першого підшипника 30 кочення. Ролики 32а другого підшипника 32 кочення виявляються завдяки цьому со правильним чином уставлені в зовнішнє кільце 32с, прикріплене до фланця 14а кожуха 14 колектора, і вся конструкція фіксується за допомогою гайки 42.
Забезпечуване винаходом спрощення монтажу й демонтажу турбіни низького тиску приводить, зокрема, до зниження вартості обслуговування газотурбінного двигуна. «
Крім того, порівняно до відомих турбін низького тиску, турбіна низького тиску за винаходом має перевагу - с меншої маси, що дозволяє зменшити загальну масу газотурбінного двигуна й скоротити витрати на його виготовлення.
Claims (2)
1. Турбіна (12) низького тиску газотурбінного двигуна, який містить турбіну (10) високого тиску, що має іо) ротор, цапфи високого тиску і розташована перед турбіною (12) низького тиску в напрямку течії газових - потоків, що проходять через газотурбінний двигун, і кожух (14) колектора вихідних газів, розташований за турбіною (12) низького тиску в напрямку течії зазначених газових потоків, причому турбіна (12) низького тиску (се) містить ротор (16, 18), прикріплений до цапфи (20) низького тиску, яка сполучена із системою рифлень, і виконаний з можливістю обертання вал (28) низького тиску, яка відрізняється тим, що турбіна низького тиску с додатково містить перший підшипник (30) кочення, який розташований на валу (28) низького тиску і який служить опорою цапфи (26) високого тиску, до якої прикріплений ротор (22, 24) турбіни (10) високого тиску, другий підшипник (32) кочення, який розташований на цапфі (20) низького тиску за першим підшипником (30) кочення і тим самим центрує цапфи (20) низького тиску відносно кожуха (14) колектора вихідних газів, і систему рифлень ГФ) (34), розташовану між першим і другим підшипниками (30, 32), яка виконана з можливістю приведення в рух вала (28) низького тиску за допомогою цапфи (20) низького тиску.
о
2. Турбіна за п. 1, яка відрізняється тим, що додатково містить ущільнювальне з'єднання (36), яке взаємодіє во З цапфою (26) високого тиску й розташоване на валу (28) низького тиску перед першим підшипником (30) кочення. б5
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0309642A FR2858649B1 (fr) | 2003-08-05 | 2003-08-05 | Turbine basse-pression de turbomachine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA82185C2 true UA82185C2 (uk) | 2008-03-25 |
Family
ID=33548304
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA20040806523A UA82185C2 (uk) | 2003-08-05 | 2004-08-04 | Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7097415B2 (uk) |
| EP (1) | EP1505264B1 (uk) |
| JP (1) | JP2005054781A (uk) |
| CA (1) | CA2475140C (uk) |
| DE (1) | DE602004002049T2 (uk) |
| FR (1) | FR2858649B1 (uk) |
| RU (1) | RU2342547C2 (uk) |
| UA (1) | UA82185C2 (uk) |
Families Citing this family (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2878287B1 (fr) * | 2004-11-25 | 2009-05-22 | Snecma Moteurs Sa | Turboreacteur double corps double flux avec generateur de courant electrique arriere |
| GB0502324D0 (en) * | 2005-03-14 | 2005-03-16 | Rolls Royce Plc | A multi-shaft arrangement for a turbine engine |
| JP4622654B2 (ja) | 2005-04-25 | 2011-02-02 | ソニー株式会社 | 復号装置および復号方法 |
| FR2890110B1 (fr) * | 2005-08-26 | 2007-11-02 | Snecma | Procede d'assemblage d'une turbomachine |
| FR2896537B1 (fr) * | 2006-01-24 | 2011-07-29 | Snecma | Turbomachine a generateur-demarreur integre |
| US20080075590A1 (en) | 2006-09-27 | 2008-03-27 | Thomas Ory Moniz | Gas turbine engine assembly and method of assembling same |
| DE102007023380A1 (de) * | 2007-05-18 | 2008-11-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gasturbine |
| FR2917783B1 (fr) * | 2007-06-25 | 2013-04-12 | Snecma | Systeme de liaison d'arbre moteur avec ecrou auto-extracteur |
| US7942635B1 (en) * | 2007-08-02 | 2011-05-17 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Twin spool rotor assembly for a small gas turbine engine |
| US8511986B2 (en) | 2007-12-10 | 2013-08-20 | United Technologies Corporation | Bearing mounting system in a low pressure turbine |
| FR2927366B1 (fr) * | 2008-02-13 | 2013-07-05 | Snecma | Dispositif de recuperation d'huile. |
| US8245518B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-08-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
| FR2966200B1 (fr) * | 2010-10-13 | 2016-02-12 | Turbomeca | Architecture de turbine a gaz, en particulier de turbomoteur, sans palier dans la zone inter-turbines |
| US8834095B2 (en) * | 2011-06-24 | 2014-09-16 | United Technologies Corporation | Integral bearing support and centering spring assembly for a gas turbine engine |
| US9506402B2 (en) | 2011-07-29 | 2016-11-29 | United Technologies Corporation | Three spool engine bearing configuration |
| RU2482303C1 (ru) * | 2011-12-22 | 2013-05-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя |
| FR2985766B1 (fr) * | 2012-01-16 | 2016-07-22 | Snecma | Agencement pour le guidage de l'ecoulement d'un liquide par rapport au rotor d'une turbomachine |
| US9476320B2 (en) | 2012-01-31 | 2016-10-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine aft bearing arrangement |
| US9328626B2 (en) * | 2012-08-21 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Annular turbomachine seal and heat shield |
| RU2506427C1 (ru) * | 2012-11-07 | 2014-02-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Ротор турбины газотурбинного двигателя |
| RU2525383C1 (ru) * | 2013-04-16 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Опора турбины |
| FR3007069B1 (fr) * | 2013-06-12 | 2015-07-17 | Snecma | Tourillon pour turbine haute pression, et turboreacteur incluant un tel tourillon |
| RU2535796C1 (ru) * | 2013-11-14 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО | Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя |
| RU2535518C1 (ru) * | 2013-12-03 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО | Маслосистема энергетической газотурбинной установки |
| US9932858B2 (en) | 2015-07-27 | 2018-04-03 | General Electric Company | Gas turbine engine frame assembly |
| US10247017B2 (en) | 2016-06-29 | 2019-04-02 | General Electric Company | System and method for gas bearing support of turbine |
| US9995175B2 (en) | 2016-06-29 | 2018-06-12 | General Electric Company | System and method for gas bearing support of turbine |
| FR3062688B1 (fr) * | 2017-02-07 | 2019-04-19 | Safran Aircraft Engines | Agencement d'assemblage d'un disque de turbine a une bride d'un tourillon dans un turboreacteur |
| FR3106153B1 (fr) * | 2020-01-10 | 2022-01-28 | Safran Aircraft Engines | Dispositif pour le désengagement de turbine en survitesse de turbomachine |
| FR3132930B1 (fr) | 2022-02-22 | 2024-01-12 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine pour aéronef |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3844110A (en) * | 1973-02-26 | 1974-10-29 | Gen Electric | Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system |
| FR2518650B1 (fr) * | 1981-12-22 | 1986-05-30 | Snecma | Dispositif de pilotage des jeux d'un palier inter-arbres de turbomachine multi-corps |
| FR2633023B1 (fr) * | 1988-06-15 | 1992-11-27 | Snecma | Dispositif et procede d'accouplement d'un arbre de turbine sur un tourillon |
| FR2644844B1 (fr) * | 1989-03-23 | 1994-05-06 | Snecma | Suspension du rotor de la turbine basse pression d'une turbomachine a double corps |
| US5443590A (en) * | 1993-06-18 | 1995-08-22 | General Electric Company | Rotatable turbine frame |
-
2003
- 2003-08-05 FR FR0309642A patent/FR2858649B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-06-16 EP EP04291512A patent/EP1505264B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-06-16 DE DE602004002049T patent/DE602004002049T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-07-21 CA CA2475140A patent/CA2475140C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-07-26 RU RU2004122582/06A patent/RU2342547C2/ru active
- 2004-07-28 JP JP2004219880A patent/JP2005054781A/ja active Pending
- 2004-08-04 US US10/910,635 patent/US7097415B2/en active Active
- 2004-08-04 UA UA20040806523A patent/UA82185C2/uk unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1505264B1 (fr) | 2006-08-23 |
| DE602004002049D1 (de) | 2006-10-05 |
| FR2858649A1 (fr) | 2005-02-11 |
| CA2475140C (fr) | 2011-07-12 |
| EP1505264A1 (fr) | 2005-02-09 |
| CA2475140A1 (fr) | 2005-02-05 |
| FR2858649B1 (fr) | 2005-09-23 |
| RU2342547C2 (ru) | 2008-12-27 |
| RU2004122582A (ru) | 2006-01-20 |
| US20050089399A1 (en) | 2005-04-28 |
| DE602004002049T2 (de) | 2007-03-15 |
| JP2005054781A (ja) | 2005-03-03 |
| US7097415B2 (en) | 2006-08-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| UA82185C2 (uk) | Турбіна низького тиску газотурбінного двигуна | |
| US8011885B2 (en) | Turbocharger sealing arrangement | |
| US20100196148A1 (en) | Turbomachine | |
| US8147181B2 (en) | Device for inhibiting the flow of oil along a rotating shaft | |
| RU2132474C1 (ru) | Узел кольцеобразный подшипниковой опоры (варианты) | |
| CN105745400A (zh) | 在具有减速齿轮的涡轮喷气发动机的模块化拆卸期间密封的前罩壳 | |
| US8511976B2 (en) | Turbine seal system | |
| US20120321437A1 (en) | Turbine seal system | |
| US10570766B2 (en) | Compliant seal assembly and method of operating | |
| EP3748129B1 (en) | Translating fluid coupling device | |
| US10577972B2 (en) | Assembly consisting of a bearing support and bearings of a rotor shaft in a turbomachine | |
| US9752536B2 (en) | Turbocharger and method | |
| US9683520B2 (en) | Turbocharger and method | |
| CN107091160A (zh) | 用于涡轮发动机的保养管 | |
| US20160281646A1 (en) | Turbocharger and Method | |
| RU2299993C2 (ru) | Конструкция для отделения друг от друга турбодетандеров высокого и низкого давления в газовой турбине | |
| RU2657105C2 (ru) | Цапфа для турбины высокого давления и турбореактивный двигатель, включающий в себя такую цапфу | |
| US12000298B2 (en) | Device for pressurizing turbomachine downstream enclosure, and corresponding turbomachine | |
| EP3865741B1 (en) | Labyrinth seal with variable seal clearance | |
| CN111492122A (zh) | 飞行器涡轮机的两个转子之间的动态密封 | |
| JP4034238B2 (ja) | ガスタービン及びその組立方法 | |
| RU2802490C2 (ru) | Улучшенная конструкция газотурбинного двигателя с биротативной турбиной с противоположным вращением валов | |
| CN114502820B (zh) | 带有油回收圆周槽的涡轮布置 | |
| US12116897B2 (en) | Turbine stator assembly with a radial degree of freedom between a guide vane assembly and a sealing ring | |
| US20230407763A1 (en) | Stator support for a fan shaft driven by a reduction gearbox in a turbomachine |