DE3940974A1 - Halterung fuer ein strahltriebwerkgeblaeselager und ein kompressorlager - Google Patents
Halterung fuer ein strahltriebwerkgeblaeselager und ein kompressorlagerInfo
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Description
Die Erfinder der vorliegenden Patentanmeldung haben
gemeinsam eine verwandte Patentanmeldung mit dem
Titel "Strahltriebwerksturbinenhalterung" eingereicht.
Anwaltszeichen 12604.5-13DV-9649.
Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein Bypass-
Turbogebläsestrahltriebwerke und insbesondere eine
Lagerabstützung für das Gebläse und den Kompressor
eines solchen Triebwerks mit einem Frontgebläse
(allgemein Frontgebläsetriebwerk genannt), wobei das
Erfordernis herkömmlicher Triebwerksrahmen vermieden
ist.
Frontgebläsetriebwerke erhalten einen Teil ihrer Schub
leistung von einem Kernturbostrahltriebwerk und einen
weiteren Teil ihrer Schubleistung von einem Frontge
bläse, wobei ein äußerer Teil des Luftstromes von dem
Frontgebläse das Kernturbostrahltriebwerk umgeht. Front
gebläse, die von einem Abschnitt der Kerntriebwerks
turbine angetrieben werden, wirken wie Propeller, um
dem Triebwerk Schub zu geben.
Das Kernturbostrahltriebwerk enthält einen Kompressor,
der in der Reihenfolge von einem Brenner, einer Tur
bine und einer Schubdüse gefolgt ist. Der Kompressor
verdichtet die einströmende Luft zur besseren Ver
brennung des Brennstoffs, der in die Brennkammer ein
gespritzt wird. Das Brennstoff-Luft-Gemisch zündet,
und die Verbrennungsgase der Brennkammer drehen die
Turbinenschaufeln, um den Kompressor anzutreiben und
dann aus der Schubdüse auszutreten, um eine Schubkraft
hervorzurufen. Bekannte Frontgebläsetriebwerke haben
im allgemeinen zwei Triebwerksrahmen, deren einziger
Zweck darin besteht, die Lager des Frontgebläses und
des Kompressors des Kernturbostrahltriebwerks zu halten.
Diese Triebwerksrahmen erhöhen das Gewicht des Trieb
werks, so daß ihre Elimination zu einem verbesserten
spezifischen Brennstoffsverbrauch und zu niedrigeren
Herstellungskosten führen würde.
Die Gebläse und Kompressoren enthalten rotierende
Schaufeln, deren Spitzen von umgebenden Kanälen frei
sind. Die erforderlichen Abstände (Spielräume) sind dabei teilweise
von den radialen Federkonstanten der Triebwerksrahmen
bestimmt. Eine höhere radiale Federkonstante erlaubt
einen kleineren Abstand, wodurch Verluste verringert
sind und der spezifische Brennstoffverbrauch ver
bessert ist.
Bei Triebwerken, die nur aus einem Kernturbostrahl
triebwerk bestehen, ist es bekannt, den Triebwerks
rahmen wegzulassen, der den Kompressor hält, wobei
statt dessen das Kompressorlager von einer Reihe von
Kompressorführungsschaufeln gestützt ist, die gleich
zeitig eine Luftstromführungs- und Lagerhalterungs
rolle spielen. Bei anderen bekannten Strahltrieb
werken halten Turbinendüsenschaufeln (oder Trag
stäbe, die durch die Schaufeln laufen) ein Turbinen
lager.
Solche Lösungen stehen jedoch nicht für Frontgebläse
triebwerke zur Verfügung, um die Lager des Gebläses
und des Kompressors zu halten, obwohl es wünschens
wert ist, diese Halterung ohne schwere Triebwerks
rahmen zu bewerkstelligen.
Bei der Beschreibung der Erfindung werden die Begriffe
"strukturelle Gebläsestatoren" und "strukturelle Kom
pressorführungsschaufeln" verwendet. Im Sinne der Er
findung ist ein "struktureller Gebläsestator" ein
Gebläsestator (oder ein Teil desselben), der eine
Kraft bzw. Belastung aufnimmt, oder ein Gebläsestator
einschließlich eines Stabes (oder dergleichen), der
eine Kraft aufnimmt. Auf gleiche Weise ist im Sinne
der Erfindung eine "strukturelle Kompressorführungs
schaufel" eine Kompressorführungsschaufel (oder ein
Teil derselben), die eine Kraft oder Last aufnimmt,
oder eine Kompressorführungsschaufel einschließlich
eines Stabes (oder dergleichen), der die Kraft auf
nimmt. Es versteht sich, daß bei einem Triebwerk mit
einem verstellbaren Stator oder Führungsschaufel der
die Steigung einstellende Abschnitt keine Kraft auf
nimmt.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde,
ein Bypass-Turbogebläsestrahltriebwerk anzugeben, das
einen verbesserten spezifischen Brennstoffverbrauch
hat. Außerdem soll bei einem solchen Triebwerk mit
einem Frontgebläse das Erfordernis entfallen, teure
und schwere Triebwerksrahmen anzuordnen, um die Lager
des Gebläses und des Kompressors zu halten, wie dies
bei herkömmlichen Triebwerken der Fall ist.
Eine weitere Aufgabe besteht darin, eine Halterung
für ein Gebläse- und Kompressorlager eines derartigen
Triebwerks anzugeben, mit dem eine höhere Schub
leistung durch enger eingestellte Abstände der Ge
bläse- und Kompressorschaufelspitzen erzielbar ist.
Die maßgebende Frontgebläsebaugruppe gemäß der Er
findung enthält einen Triebwerkaußenkanal, eine Reihe
struktureller Gebläsestatoren, eine Gebläserollelement
lageranordnung und eine Gebläse-bezogene Lagerbefesti
gungseinrichtung. Die radial äußersten Enden des
Stators sind an dem Triebwerksaußenkanal befestigt.
Die Gebläse-bezogene Einrichtung, die allgemein voll
ständig radial innerhalb der Statoren angeordnet ist,
befestigt die radial innersten Enden des Stators an
dem äußeren Laufring des Gebläselagers. Die Baugruppe
enthält ferner eine Reihe struktureller Kompressor
führungsschaufeln, eine Kompressorrollelementlageran
ordnung und eine Kompressor-bezogene Lagerbefestigungs
einrichtung. Die radial äußersten Enden der Führungs
schaufeln sind verlängert und an dem Triebwerksaußen
kanal befestigt. DieKompressor-bezogene Einrichtung,
die sich allgemein vollständig radial innerhalb der
Führungsschaufeln befindet, befestigt die radial
innersten Enden der Führungsschaufeln an dem äußeren
Laufring des Kompressorlagers. Die Baugruppe enthält
ferner eine Zwischenlagerstützeinrichtung, die all
gemein vollständig radial innerhalb der Statoren an
geordnet ist und strukturell eine axiale Kraft bzw.
Last zwischen dem Gebläseaußenlaufring und dem Kom
pressoraußenlaufring aufnimmt.
Die erfindungsgemäße Frontgebläsebaugruppe enthält
außerdem eine Gebläsewelle, eine Kompressorwelle und
eine innere Strömungsbahnfläche. Die innere Strömungs
bahnfläche hat einen Kanalabschnitt, der die innersten
Enden des Stators und der Führungsschaufeln aerodyna
misch verbindet. Der innere Laufring des Gebläselagers
ist an der Gebläsewelle befestigt, während der innere
Laufring des Kompressorlagers an der Kompressorwelle
befestigt ist. Bei dieser Baugruppe befinden sich die
Gebläse-bezogene Einrichtung, die Kompressor-bezogene
Einrichtung und die Zwischenlagerstützeinrichtung je
weils allgemein vollständig an der radial inneren
Seite der inneren Strömungsbahnfläche.
Gemäß der Erfindung werden mehrere Vorteile erreicht.
Die duale Funktion der Luftstromführung und der Lager
befestigung der strukturellen Statoren und Führungs
schaufeln verbessert den spezifischen Brennstoffver
brauch, indem die herkömmlichen Triebwerksrahmen mit
ihrem großen Gewicht und ihrer geringen radialen Feder
konstante entfallen können. Da die strukturellen Ge
bläsestatoren und die strukturellen Kompressor
führungsschaufeln radiale Federkonstanten haben, die
größer sind als diejenigen der herkömmlichen Trieb
werksrahmen, wird eine höhere Triebwerksleistung und
ein verbesserter spezifischer Brennstoffverbrauch
durch enger gesteuerte Abstände der Gebläse- und
Kompressorschaufelspitzen erreicht.
Nachfolgend wird eine bevorzugte Ausführungsform
der Erfindung mit Bezug auf die Zeichnung beschrieben.
Dabei zeigt Fig. 1 eine schematische Querschnittsan
sicht eines Teils eines Bypass-Turbogebläsestrahltrieb
werks mit einer Baugruppe, die den Bereich des Trieb
werksgebläses und Kompressors enthält.
Die Bauuntergruppe 10 des Bypass-Turbogebläsestrahl
triebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung enthält,
wie Fig. 1 zeigt, einen Triebwerksaußenkanal 12,
der die äußere Grenze der Triebwerksluftstrombahn
bildet. Der Triebwerksaußenkanal 12 hat einen Gebläse
statorgehäuseabschnitt 14, einen Mittelabschnitt 16
und einen hinteren Abschnitt 18. Der Gebläsestator
gehäuseabschnitt 14 hat einen vorderen Flansch 20
zur Befestigung des Triebwerks an dem Flugwerk und
einen hinteren Flansch 22 zur Befestigung an dem vor
deren Flansch 24 des mittleren Abschnitts 16. Es wird
darauf hingewiesen, daß dann, wenn in der Beschreibung
der vorliegenden Erfindung zwei Teile als "befestigt"
bezeichnet werden, diese Teile durch einen oder mehrere
Zwischenverbindungsbauteile oder ohne dazwischen an
geordnete Bauteile direkt miteinander verbunden sein
können. Der mittlere Abschnitt 16 hat einen hinteren
Flansch 26 zur Befestigung an dem vorderen Flansch 28
des hinteren Abschnitts 18.
Der Gebläsestatorgehäuseabschnitt 14 des Triebwerk
außenkanals ist ein Teil der Gebläsestatoranordnung 30,
die ferner eine Reihe herkömmlicher Gebläsestatoren 32
und eine Reihe (typischerweise die hinterste Stator
reihe) von strukturellen bzw. baulichen Gebläsestatoren
34 aufweist. Die konventionellen Gebläsestatoren 32 sind
jeweils mit ihrem radial äußersten Ende 36 an dem Ge
bläsestatorgehäuseabschnitt 14 des Triebwerkaußenkanals
befestigt und haben ein radial inneres freies Ende 38.
Die strukturellen Gebläsestatoren 34 sind jeweils mit
ihrem radial äußersten Ende 40 an dem Gebläsestator
gehäuseabschnitt 14 des Triebwerkaußenkanals befestigt
und haben ein radial inneres, befestigtes Ende 42, das
weiter unten beschrieben wird. Die Gebläsestatoran
ordnung 30 ist Teil des Gebläses 44, das ferner eine
erste Reihe von Gebläseschaufeln 46, die an einer
ersten Gebläsescheibe 48 befestigt sind, und eine
zweite Reihe von Gebläuseschaufeln 50 aufweist, die
an einer zweiten Gebläsescheibe 50 angebracht sind.
Ein Abstandhalter 54 verbindet die beiden Scheiben
48 und 52. Die erste Gebläsescheibe 48 ist mittels
eines Scheibenkegels 56 an der Gebläsewelle 58 be
festigt.
Eine Gebläserollelementlageranordnung 60 hat einen
inneren Laufring 62, der an der Gebläsewelle 58 be
festigt ist. In einer bevorzugten Ausführungsform ist
das Rollelement ein Kugellager 64. Mittel 66 sind zur
Befestigung der radial innersten Enden 42 der strukturel
len Gebläsestatoren 34 an dem äußeren Laufring 68 der
Gebläserollelementlageranordnung 60 vorgesehen. Diese
Mittel 66 sind allgemein vollständig innerhalb der
strukturellen Statoren 34 angeordnet. Solche Gebläse
bezogenen Mittel 66 schließen vorzugsweise einen Ge
bläseinnenstützkegel 66 ein, der mit einem Ende an den
radial innersten Enden 42 der strukturellen Gebläse
statoren 34 und mit dem anderen Ende an dem äußeren
Gebläselaufring 68 befestigt ist. Als andere Mittel
können Speichen, Ankerstangen, Gehäuse oder dergleichen
oder Kombinationen hiervon vorgesehen sein, die bau
lich die innersten Enden 42 der strukturellen Statoren
mit dem Gebläseaußenlaufring 68 verbinden. Die Gebläse
rollelementlageranordnung 60 wird vorzugsweise in
Längsrichtung vollständig vor der Reihe der strukturellen
Statoren 34 angeordnet. Eine bevorzugte Stelle für die
Anordnung des äußeren Gebläselaufrings 60 ist nahe
des Punktes gegeben, der durch eine Senkrechte von
dem Massenzentrum der drehbaren Gebläsestruktur
(Gebläseschaufeln 46 und 50, Gebläsescheiben 48 und
52 und Gebläsescheibeabstandhalter 54) auf die Ge
bläsewelle 58 bestimmt ist.
Hinter dem Gebläusebereich wird der Triebwerkluft
strom von einer Aufspalteinrichtung (Splitter) 70 in zwei Bahnen
geteilt. Die innere Strömungsbahn 72 verläuft durch
den Kompressor 74, während die äußere Strömungsbahn 76
an dem Kompressor 74 vorbeiströmt. Der Kompressor 74 ent
hält eine Kompressorführungsschaufelanordnung 78 mit
einem Kompressorführungsschaufelgehäuse 80 und eine
Reihe herkömmlicher Führungsschaufeln 82, deren radial
äußerste Enden 84 an dem Kompressorführungsschaufelge
häuse 80 befestigt sind und die jeweils ein radial
innerstes freies Ende 86 haben. Der Kompressor 74
enthält ferner eine Reihe (typischerweise die vorderste
Führungsschaufelreihe) von strukturellen bzw. baulichen
Kompressorführungsschaufeln 88, deren radial äußerste
Enden 90 jeweils verlängert und an dem Mittelabschnitt
16 des Triebwerkaußenkanals 12 befestigt sind, während
ihre radial innersten Enden auf weiter unten be
schrieben Weise befestigt sind. An den strukturellen
Führungsschaufeln 88 kann ein veränderlicher Abschnitt
94 befestigt sein, dessen Neigung (Winkel zum Luftstrom)
veränderbar ist, um bestmöglich einer bestimmten Luft
stromgeschwindigkeit zu entsprechen. Der Kompressor
74 enthält ferner eine erste Reihe von Kompressor
schaufeln 96, die an einer ersten Kompressorscheibe
78 befestigt sind, sowie eine zweite Reihe von Kom
pressorschaufeln 100, die an einer zweiten Kompressor
scheibe 140 befestigt sind. Ein Abstandhalter 104 ver
bindet die zwei Kompressorscheiben 98 und 102. Die
erste Kompressorscheibe 98 ist mittels eines Scheiben
kegels 106 an der Kompressorwelle 108 befestigt.
Eine Kompressorrollelementlageranordnung 110 hat einen
inneren Laufring 112, der an der Kompressorwelle 108
befestigt ist. In einer bevorzugten Ausführungsform
ist das Rollelement ein Rollenlager 114. Mittel 116
sind zur Befestigung der radial innersten Enden 92
der strukturellen Kompressorführungsschaufeln 88 an
dem äußeren Laufring 118 der Kompressorrollelement
lageranordnung 110 vorgesehen. Diese Mittel 116 sind
radial allgemein vollständig innerhalb der strukturellen
Führungsschaufeln 88 angeordnet. Diese Kompressor-be
zogenen Mittel 116 schließen vorzugsweise einen Kom
pressorinnentragkegel 116 ein, der mit einem Ende an
dem radial innersten Ende 92 der strukturellen Kom
pressorführungsschaufeln 88 und mit seinem anderen
Ende an dem Kompressoraußenring 118 befestigt ist.
Andere derartige Mittel können Speichen, Ankerstangen,
Gehäuse und dergleichen oder Kombinationen hiervon
sein, die baulich die innersten Enden 92 der strukturellen
Führungsschaufeln mit dem äußeren Kompressorlaufring
118 verbinden.
Die Strömungsbahn des Triebwerkluftstromes enthält
eine Innenfläche 120 mit einem Kanalabschnitt 122,
der aerodynamisch und vorzugsweise baulich die innersten
Enden 42 der strukturellen Gebläsestatoren 34 mit den
innersten Enden 92 der strukturellen Kompressor
führungsschaufeln 88 verbindet.
Mittel 124 sind vorgesehen, um baulich eine axiale
Kraft zwischen dem äußeren Gebläuselaufring 68 und
dem äußeren Kompressorlaufring 118 aufzunehmen bzw.
zu übertragen. Diese Einrichtung 124 ist radial all
gemein vollständig innerhalb der strukturellen Sta
toren 34 angeordnet. In einer bevorzugten Ausführungs
form sind diese Zwischenlagerhalterungsmittel 124 zu
sammen mit den Gebläse-bezogenen Mitteln 66 und den
Kompressor-bezogenen Mitteln 116 jeweils allgemein voll
ständig an der radial inneren Seite der Innenfläche
120 angeordnet. Bevorzugt enthalten diese Zwischen
lagerhalterungsmittel 124 einen Zuganker 126 (auch
als Zugankerkegel bekannt) sowie den vorstehend er
wähnten Kompressorinnenhalterungskegel 116, wobei ein
Ende des Zugankers 126 mit dem äußeren Gebläuselaufring
68 und dessen anderes Ende mit einem Ende des Kompressor
innenhalterungskegels 116 verbunden ist, während das an
dere Ende des Kompressorinnenhalterungskegels 116 an dem
äußeren Kompressorlaufring 118 angebracht ist. Andere
Zwischenlagerhalterungsmittel können verschiedene Zug
anker, Speichen, Kegel und dergleichen und Kombinationen
von diesen aufweisen, womit eine Axialkraftlagerkonstruk
tion zwischen dem äußeren Laufring 68 des Gebläses und
dem äußeren Laufring 118 des Kompressors gebildet ist.
Die Enden der Zuganker können beispielsweise direkt an
den äußeren Laufringen 68 und 118 oder an irgendwelchen
Punkten der Halterungskegel 66 und 116 des Gebläses bzw.
des Kompressors oder in verschiedenen Kombinationen be
festigt sein.
Durch die Erfindung entfällt das Erfordernis herkömm
licher Gebläse- und Kompressortriebwerkrahmen, statt
derer eine Kasten-ähnliche Lagerstruktur (in einem
schematischen Querschnitt durch das Triebwerk) vorge
sehen ist, die eine strukturelle Gebläsestatorreihe
34 und eine strukturelle Kompressorführungsschaufel
reihe 88 in einer dualen Lager-Luftströmungsführungs
rolle verwendet, wobei in einer Ausführungsform deren
innere Enden durch innere Lagerkegel 66 und 116 mit
den Gebläse- und Kompressorlageraußenlaufringen 68 und
118 verbunden sind und die zwei äußeren Laufringe 68
und 116 durch einen Zuganker 126 verbunden sind.
Die vorstehende Beschreibung einer bevorzugten Aus
führungsform der Erfindung dient deren Erläuterung.
Dabei ist die Erfindung nicht auf die beschriebene
Ausführungsform beschränkt (wie beispielsweise auf
eine bestimmte Anzahl von Gebläse- und/oder Kompressor
schaufeln und Stator- und/oder Führungsschaufelreihen),
sondern es liegen zahlreiche Modifikationen und Va
riationen im Rahmen des Erfindungsgedankens.
Claims (8)
1. Bypass-Turbogebläsestrahltriebwerksbaugruppe,
gekennzeichnet durch
- a) einen Triebwerksaußenkanal (12),
- b) eine Reihe struktureller Gebläsestatoren (34), deren radial äußerste Enden (40) jeweils an dem Trieb werksaußenkanal befestigt sind und die jeweils ein radial innerstes Ende (42) aufweisen,
- c) eine Gebläserollelementlageranordnung (60) mit einem Gebläseaußenlaufring (68),
- d) Gebläse-bezogene Mittel (66) zur Befestigung der innersten Enden der Statoren an dem Gebläseaußen laufring, wobei die Gebläse-bezogenen Mittel im wesentlichen vollständig radial innerhalb der Statoren angeordnet sind,
- e) eine Reihe struktureller Kompressorführungsschaufeln (88), deren radial äußerste Enden (90) verlängert und an dem Triebwerkaußenkanal befestigt sind und die jeweils ein radial innerstes Ende (92) aufweisen,
- f) eine Kompressorrollelementlageranordnung mit einem Kompressoraußenlaufring (118),
- g) Kompressor-bezogene Mittel (116) zur Befestigung der innersten Enden der Führungsschaufeln an dem Kompressoraußenlaufring, wobei die Kompressor-be zogenen Mittel im wesentlichen vollständig radial innerhalb der Führungsschaufeln angeordnet sind, und
- h) Zwischenlagerstützmittel (124) zum baulichen Ab stützen einer axialen Kraft zwischen dem Gebläse außenlaufring (68) und dem Kompressoraußenlaufring (118), wobei die Zwischenlagerstützmittel im wesent lichen vollständig radial innerhalb der Statoren an geordnet sind.
2. Bypass-Turbogebläsestrahltriebwerksbaugruppe,
gekennzeichnet durch
- a) einen Triebwerksaußenkanal (12),
- b) eine Reihe struktureller Gebläsestatoren (34), die jeweils mit einem radial äußersten Ende (40) an dem Triebwerksaußenkanal befestigt sind und je weils ein radial innerstes Ende (42) aufweisen,
- c) eine Gebläsewelle (58),
- d) eine Gebläserollelementlageranordnung (60) mit einem Gebläseinnenlaufring (62), der an der Gebläse welle befestigt ist, und einem Gebläseaußenlaufring (68),
- e) eine Reihe struktureller Kompressorführungsschaufeln (88), deren radial äußerste Enden (90) jeweils ver längert und an dem Triebwerksaußenkanal befestigt sind, und die jeweils ein radial innerstes Ende (92) aufweisen,
- f) eine innere Strömungsbahnfläche (120) mit einem Kanalabschnitt (122), der die innersten Enden der strukturellen Gebläsestatoren mit den innersten Enden der strukturellen Kompressorführungsschaufeln aerodynamisch verbindet,
- g) Gebläse-bezogene Mittel (66) zur Befestigung der innersten Enden der strukturellen Gebläsestatoren an dem Gebläseaußenlaufring der Gebläserollelement lageranordnung, wobei die Gebläse-bezogenen Mittel allgemein vollständig an der radial inneren Seite der inneren Strömungsbahnfläche angeordnet sind,
- h) eine Kompressorwelle (108),
- i) eine Kompressorrollelementlageranordnung (110), deren Innenlaufring (112) an der Kompressorwelle befestigt ist und die einen Kompressoraußenlauf ring (118) aufweist,
- j) Kompressor-bezogene Mittel (116) zur Befestigung der innersten Enden der strukturellen Kompressor führungsschaufeln an dem Kompressoraußenlaufring der Kompressorrollelementlageranordnung, wobei die Kompressor-bezogenen Mittel allgemein voll ständig an der radial inneren Seite der inneren Strömungsbahnfläche angeordnet sind und
- k) Zwischenlagerstützmittel (124) zur baulichen Abstützung einer axialen Kraft zwischen dem Ge bläseaußenlaufring und dem Kompressoraußenlauf ring, wobei die Zwischenlagerstützmittel allgemein vollständig an der radial inneren Seite der inneren Strömungsbahnfläche angeordnet sind.
3. Baugruppe nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekenzeichnet,
daß die Gebläse-bezogenen Mittel einen Gebläseinnen
stützkegel (66) mit zwei Enden aufweisen, wobei ein
Gebläsekegelende an den radial innersten Enden (42)
der strukturellen Gebläsestatoren (34) und das andere
Gebläsekegelende an dem Gebläseaußenlaufring (68) be
festigt ist.
4. Baugruppe nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Kompressor-bezogenen Mittel einen Kompressor
innenstützkegel (116) mit zwei Enden aufweisen, wobei
ein Kompressorkegelende an den radial innersten Enden
(92) der strukturellen Kompressorführungsschaufeln
(88) und das andere Kompressorkegelende an dem Kom
pressoraußenlaufring (118) befestigt ist.
5. Baugruppe nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Zwischenlagerstützmittel (124) einen Zuganker
(126) und einen Kompressorinnenstützkegel (116) auf
weisen, die jeweils zwei Enden haben, wobei der Zug
anker mit einem Ende an dem Gebläseaußenlaufring (68)
und mit dem anderen Ende an dem Kompressorkegelende
des Kompressorinnenstützkegels befestigt ist, während
der Kompressorinnenstützkegel mit seinem anderen Kegel
ende an dem Kompressoraußenlaufring (118) befestigt
ist.
6. Baugruppe nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, daß
- a) die Gebläse-bezogenen Mittel einen Gebläseinnen stützkegel (66) mit zwei Enden aufweisen, von denen ein Gebläsekegelende an den radial innersten Enden (42) der strukturellen Gebläsestatoren (34) und das andere Kegelende an dem Gebläseaußenlaufring (68) befestigt sind,
- b) die Kompressor-bezogenen Mittel einen Kompressor innenstützkegel (116) mit zwei Enden aufweisen, von denen ein Kompressorkegelende an den radial innersten Enden (92) der strukturellen Kompressor führungsschaufeln (88) und das andere Kompressor kegelende an dem Kompressoraußenlaufring (118) befestigt sind, und
- c) die Zwischenlagerstützmittel einen Zuganker (126) mit zwei Enden und die Kompressor-bezogenen Mittel (116) aufweisen, wobei der Zuganker mit einem Ende an dem Gebläseaußenlaufring (68) und mit dem an deren Ende an einem Kompressorkegelende des Kom pressorinnenstützkegels befestigt sind, wobei das andere Kompressorkegelende an dem Kompressoraußen laufring (118) befestigt ist.
7. Baugruppe nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet,
daß der Gebläseaußenlaufring (68) in Längsrichtung
vollständig vor der Statorreihe (34) angeordnet ist.
8. Baugruppe nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß der Gebläseaußenlaufring (68) in Längsrichtung
vollständig vor der Statorreihe (34) angeordnet ist.
Applications Claiming Priority (1)
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US07/285,570 US4900221A (en) | 1988-12-16 | 1988-12-16 | Jet engine fan and compressor bearing support |
Publications (1)
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Families Citing this family (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5160251A (en) * | 1991-05-13 | 1992-11-03 | General Electric Company | Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads |
US5201801A (en) * | 1991-06-04 | 1993-04-13 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine particle separator |
US5237817A (en) * | 1992-02-19 | 1993-08-24 | Sundstrand Corporation | Gas turbine engine having low cost speed reduction drive |
GB2360069B (en) * | 2000-03-11 | 2003-11-26 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine |
GB2395983A (en) * | 2002-12-03 | 2004-06-09 | Rolls Royce Plc | Mixed flow compressor for gas turbine engine |
WO2005012696A1 (en) * | 2003-07-29 | 2005-02-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbofan case and method of making |
US7370467B2 (en) * | 2003-07-29 | 2008-05-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbofan case and method of making |
DE10358953A1 (de) * | 2003-12-15 | 2005-07-28 | Man Turbo Ag | Lagerung des Rotors einer Gasturbine |
US7581889B2 (en) | 2006-09-08 | 2009-09-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integral tandem bearing for high speed flexible shafts |
US7942635B1 (en) * | 2007-08-02 | 2011-05-17 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Twin spool rotor assembly for a small gas turbine engine |
US8727695B2 (en) * | 2009-12-09 | 2014-05-20 | Rolls-Royce Corporation | Chamfer-fillet gap for thermal management |
US8845277B2 (en) | 2010-05-24 | 2014-09-30 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with integral gear and bearing supports |
US20120324901A1 (en) * | 2011-06-23 | 2012-12-27 | United Technologies Corporation | Tandem fan-turbine rotor for a tip turbine engine |
US9534498B2 (en) | 2012-12-14 | 2017-01-03 | United Technologies Corporation | Overmolded vane platform |
DE102013202786B4 (de) * | 2013-02-20 | 2015-04-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorrichtung zum Abblasen von Verdichterluft in einem Turbofantriebwerk |
RU2600479C1 (ru) * | 2015-05-12 | 2016-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя |
US10823064B2 (en) * | 2016-10-06 | 2020-11-03 | General Electric Company | Gas turbine engine |
CA3060639A1 (en) * | 2017-04-21 | 2018-10-25 | Evapco, Inc. | Cooling tower axial fan in a hollowed disc/ring configuration |
RU196830U1 (ru) * | 2019-11-26 | 2020-03-17 | Вячеслав Ефремович Леженников | Рабочее колесо осевого вентилятора |
GB2610571A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
GB2610573A (en) * | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
GB2610565A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
GB2610568A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB718827A (en) * | 1952-01-18 | 1954-11-24 | Rolls Royce | Improvements relating to gas turbine engines |
GB965465A (en) * | 1961-08-10 | 1964-07-29 | Rolls Royce | Improvements relating to compressor thrust bearings |
FR1455278A (fr) * | 1965-08-05 | 1966-04-01 | Snecma | Turboréacteur à double flux |
GB1085619A (en) * | 1966-03-09 | 1967-10-04 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
US3396905A (en) * | 1966-09-28 | 1968-08-13 | Gen Motors Corp | Ducted fan |
US3382670A (en) * | 1966-12-01 | 1968-05-14 | Gen Electric | Gas turbine engine lubrication system |
US3536414A (en) * | 1968-03-06 | 1970-10-27 | Gen Electric | Vanes for turning fluid flow in an annular duct |
GB1270951A (en) * | 1968-09-14 | 1972-04-19 | Rolls Royce | Improvements in gas turbine jet propulsion engines |
GB1229007A (de) * | 1968-12-04 | 1971-04-21 | ||
US3528241A (en) * | 1969-02-24 | 1970-09-15 | Gen Electric | Gas turbine engine lubricant sump vent and circulating system |
US3546880A (en) * | 1969-08-04 | 1970-12-15 | Avco Corp | Compressors for gas turbine engines |
US3844110A (en) * | 1973-02-26 | 1974-10-29 | Gen Electric | Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system |
JPS5368307A (en) * | 1976-11-27 | 1978-06-17 | Dowty Rotol Ltd | Gas turbine engine |
US4287715A (en) * | 1978-03-27 | 1981-09-08 | The Boeing Company | Supersonic jet engine and method of operating the same |
GB2046365B (en) * | 1979-04-07 | 1983-01-26 | Rolls Royce | Mounting bladed rotors |
-
1988
- 1988-12-16 US US07/285,570 patent/US4900221A/en not_active Expired - Fee Related
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GB8928154D0 (en) | 1990-02-14 |
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