DE602005004353T2 - Gasturbine und Verfahren zu deren Montage - Google Patents
Gasturbine und Verfahren zu deren Montage Download PDFInfo
- Publication number
- DE602005004353T2 DE602005004353T2 DE602005004353T DE602005004353T DE602005004353T2 DE 602005004353 T2 DE602005004353 T2 DE 602005004353T2 DE 602005004353 T DE602005004353 T DE 602005004353T DE 602005004353 T DE602005004353 T DE 602005004353T DE 602005004353 T2 DE602005004353 T2 DE 602005004353T2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- turbine
- bearing
- spokes
- gas turbine
- assembly
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F05D2230/60—Assembly methods
- F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
- Diese Erfindung betrifft allgemein Flugzeuggasturbinentriebwerke und insbesondere ein Gasturbinentriebwerk und ein Verfahren zur Montage desselben.
- Zumindest ein bekanntes Gasturbinentriebwerk enthält in serieller Strömungsverbindung eine vordere Bläserbaugruppe, eine hintere Bläserbaugruppe, einen Hochdruckverdichter zum Verdichten von Luft, die durch das Triebwerk strömt, eine Brennkammer, um einen Treibstoff mit der verdichteten Luft so zu mischen, dass das Gemisch gezündet werden kann und eine Hochdruckturbine. Der Hochdruckverdichter, die Brennkammer und die Hochdruckturbine werden manchmal gemeinsam als das Kerntriebwerk bezeichnet. Im Betrieb erzeugt das Kerntriebwerk Verbrennungsgase, die stromabwärts zu einer gegenläufig rotierenden Niederdruckturbine abgegeben werden, die ihnen Energie entzieht, um die vordere und hintere Bläserbaugruppe anzutreiben. In zumindest einigen bekannten Gasturbinentriebwerken rotiert wenigstens eine Turbine in eine gegenläufige Richtung im Vergleich zu den anderen rotierenden Komponenten in dem Triebwerk.
- Zumindest eine bekannte gegenläufig rotierende Niederdruckturbine weist einen Einlassradius auf, der größer als der Radius des Hochdruckturbinenauslasses ist. Der vergrößerte Einlassinnenumfang nimmt weitere Rotorstufen in der Niederdruckturbine auf. Insbesondere enthält mindestens eine bekannte gegenläufig rotierende Niederdruckturbine einen äußeren Rotor, der eine erste Anzahl von Stufen aufweist, die mit der vorderen Bläserbaugruppe drehfest gekoppelt sind und einen inneren Rotor, der die gleiche Anzahl von Stufen aufweist, die mit der hinteren Bläserbaugruppe drehfest gekoppelt sind.
- Bei einer Triebwerkmontage werden solche bekannten Gasturbinentriebwerke so montiert, dass der äußere Rotor aus dem hinteren Turbinenrahmen auskragt. Genauer gesagt, wird die erste Anzahl von Stufenreihen miteinander und mit dem umlaufenden Gehäuse gekoppelt, um einen äußeren Rotor zu bilden. Der äußere Rotor wird dann mit dem hinteren Rahmen der Turbine unter Verwendung lediglich der letzten Stufe des äußeren Rotors gekoppelt, so dass lediglich die letzte Stufe des äußeren Rotors das Gesamtgewicht des äußeren Rotors und des umlaufenden Gehäuses abstützt. Der innere Rotor ist an eine Welle angekoppelt, um das Antreiben mindestens einer Bläseranordnung zu unterstützen. Darüber hinaus ist der innere Rotor unter Verwendung wenigstens eines Lagers mit einem als Turbinen-Midframe bezeichneten mittleren Turbinenrahmen gekoppelt.
-
EP-A-1 340 902 beschreibt eine Niederdruckturbine, die einen Niederdruckinnen- und einen Niederdruckaußenrotor, die gegenläufig rotieren, einen Zwischenturbinenrahmen der einen ersten und einen zweiten Tragring aufweist, und ein Lager aufweist, das den inneren und den äußeren Rotor drehbar lagert. -
US-A-4 979 872 beschreibt eine Tragstruktur für die Lagerkammer eines Gasturbinentriebwerks. -
GB-A-2 112 084 - Entsprechend muss das Lager bezüglich des Turbinen-Mittelrahmens richtig ausgerichtet sein, um den inneren Ro tor in der Gasturbine genau zu positionieren. Eine genaue Positionierung des Lagers innerhalb des Gasturbinentriebwerks hat jedoch eine Vergrößerung der der für eine Montage des Gasturbinentriebwerks erforderlichen Zeit zur Folge. Darüber hinaus kann die thermische Ausdehnung des Triebwerks im Triebwerksbetrieb eine Fehlausrichtung des Lagers in Bezug auf das Außengehäuse des Gasturbinentriebwerks zur Folge haben.
- Ausführungsformen der Erfindung sind in den beigefügten Ansprüchen definiert.
- In einer Ausführungsform der Erfindung ist ein Verfahren zur Montage eines Gasturbinentriebwerks geschaffen. Das Verfahren enthält eine Schaffung eines inneren Rotors einer Niederdruckturbine, der eine erste Anzahl von Turbinenschaufelreihen enthält, die zur Rotation in eine erste Richtung eingerichtet sind, eine Schaffung eines äußeren Rotors einer Niederdruckturbine, der eine zweite Anzahl von Turbinenschaufelreihen enthält, die zur Rotation in eine zweite, zu der ersten Richtung entgegengesetzte Richtung eingerichtet sind, ein Einkoppeln einer Turbinenmittelrahmen-Baugruppe, die mehrere Speichen in dem Triebwerk enthält, in einer derartigen Weise, dass die Speichen axial vor dem inneren Rotor im Abstand angeordnet sind, ein Einkoppeln eines Lagers zwischen der Turbinenmittelrahmen-Baugruppe und dem inneren Rotor in einer derartigen Weise, dass der innere Rotor mit dem Turbinenmittelrahmen drehbar gekoppelt ist und ein Einstellen der mehreren Speichen, um das Lager in einer radialen Richtung auszurichten.
- In einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist eine Niederdruckturbine geschaffen. Die Niederdruckturbine enthält einen inneren Rotor, der eine erste Anzahl von Turbinenschaufelreihen enthält, die zur Rotation in eine erste Richtung eingerichtet sind, einen äußeren Rotor, der eine zweite Anzahl von Turbinenschaufelreihen enthält, die zur Rotation in eine zweite, zu der ersten Richtung entgegengesetzte Richtung eingerichtet sind, eine Turbinenmittelrahmen-Baugruppe, die mehrere Speichen enthält und ein Lager, das mit der Turbinenmittelrahmen-Baugruppe und dem inneren Rotor gekoppelt ist, wobei die Speichen justierbar sind, um das Lager in einer radialen Richtung auszurichten.
- In einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist ein Gasturbinentriebwerk geschaffen. Das Gasturbinentriebwerk enthält einen inneren Rotor, der eine erste Anzahl von Turbinenschaufelreihen enthält, die zur Rotation in eine erste Richtung eingerichtet sind, einen äußeren Rotor, der eine zweite Anzahl von Turbinenschaufelreihen enthält, die zur Rotation in eine zweite, zu der ersten Richtung entgegengesetzte Richtung eingerichtet sind, eine Turbinenmittelrahmen-Baugruppe, die mehrere Speichen enthält und ein Lager, das mit der Turbinenmittelrahmen-Baugruppe und dem inneren Rotor gekoppelt ist, wobei die Speichen justierbar sind, um das Lager in radialer Richtung auszurichten.
- Die Erfindung ist nachfolgend in größeren Einzelheiten anhand von Beispielen und unter Bezugnahme auf die Zeichnungen beschrieben, in denen zeigen:
-
1 eine Querschnittsansicht eines Abschnitts eines beispielhaften Gasturbinentriebwerks; -
2 eine Querschnittsansicht eines Abschnitts des in1 gezeigten Gasturbinentriebwerks10 ; und -
3 eine Endansicht des in2 gezeigten Gasturbinentriebwerks. -
1 zeigt eine Querschnittsansicht eines beispielhaften Gasturbinentriebwerks10 , das eine vordere Bläseranordnung12 und eine hintere Bläseranordnung14 enthält, die um eine in Längsrichtung verlaufende Zentralachse16 herum angeordnet sind. Die Begriffe „vorderer Bläser" und "hinterer Bläser" werden hierin verwendet, um anzuzeigen, dass einer der Bläser12 axial stromaufwärts von dem anderen Bläser14 angeschlossen ist. Wie dargestellt, sind in einer Ausführungsform die Bläseranordnungen12 und14 an einem vorderen Ende des Gasturbinentriebwerks10 angeordnet. In einer alternativen Ausführungsform sind die Bläseranordnungen12 und14 an einem hinteren Ende des Gasturbinentriebwerks10 angeordnet. Die Bläseranordnungen12 und14 enthalten jeweils eine Anzahl von Reihen von Bläserlaufschaufeln19 , die innerhalb einer Gondel18 angeordnet sind. Die Schaufeln19 sind mit entsprechenden Rotorlaufscheiben21 verbunden, die über eine entsprechende Bläserwelle20 mit der vorderen Bläseranordnung12 und über eine Bläserwelle22 mit der hinteren Bläseranordnung14 drehfest gekoppelt sind. - Das Gasturbinentriebwerk
10 enthält ferner ein Kerntriebwerk24 , das stromabwärts von den Bläseranordnungen12 und14 angeordnet ist. Das Kerntriebwerk24 enthält einen Hochdruckverdichter (HDV)26 , eine Brennkammer28 und eine Hochdruckturbine (HDT)30 , die über einen Kernrotor oder Welle32 mit dem HDV26 gekoppelt ist. Das Kerntriebwerk24 erzeugt im Betrieb Verbrennungsgase, die stromabwärts zu einer gegenläufig rotierenden Niederdruckturbine34 gelei tet werden, die den Gasen Energie entzieht, um die Bläseranordnungen12 und14 über ihre jeweiligen Wellen20 und22 anzutreiben. -
2 zeigt eine Querschnittsansicht eines Abschnitts des (in1 gezeigten) Gasturbinentriebwerks10 .3 zeigt eine Endansicht des Gasturbinentriebwerks10 . In der beispielhaften Ausführungsform enthält die Niederdruckturbine34 einen radial äußeren Rotor110 , der radial innen in Bezug auf das äußere Gehäuse36 positioniert ist. Der äußere Rotor110 weist eine im Wesentlichen kegelstumpfförmige Form auf und enthält eine Anzahl von in Umfangsrichtung im Abstand zueinander Rotorschaufeln112 , die sich radial nach innen erstrecken. Die Laufschaufeln112 sind in axial voneinander beabstandeten Reihen angeordnet. Obwohl die beispielhafte Ausführungsform drei Reihen114 von Laufschaufeln112 veranschaulicht, sollte erkannt werden, dass der äußere Rotor110 eine beliebige Anzahl von Reihen114 von Schaufeln112 aufweisen kann, ohne den Rahmen des Verfahrens und der Vorrichtung, wie sie hierin beschrieben sind, zu verlassen. Genauer gesagt, enthält der äußere Rotor110 M Reihen114 von Laufschaufeln112 . - Die Niederdruckturbine
34 enthält ferner einen radial inneren Rotor120 , der im Wesentlichen koaxial zu dem äußeren Rotor110 ausgerichtet und radial innen in Bezug auf diesen angeordnet ist. Der innere Rotor120 enthält eine Anzahl von sich in Umfangsrichtung im Abstand zueinander angeordneten Rotorlaufschaufeln122 , die sich radial nach außen erstrecken und in axial voneinander beabstandeten Reihen124 angeordnet sind. Obwohl die beispielhafte Ausführungsform lediglich drei Reihen124 von Laufschaufeln122 veranschaulicht, sollte erkannt werden, dass der innere Rotor120 eine beliebige Anzahl von Reihen124 von Schaufeln122 aufweisen kann, ohne den Geltungsbereich des hierin beschriebenen Verfahrens und der hierin beschriebenen Vorrichtung zu verlassen. Genauer gesagt, enthält der innere Rotor120N Reihen124 von Laufschaufeln122 . In der beispielhaften Ausführungsform ist M = N. - In der beispielhaften Ausführungsform sind die Laufschaufeln
122 des inneren Rotors innerhalb der Reihen124 mit den Laufschaufeln112 des äußeren Rotors innerhalb der Reihen114 so axial verschachtelt, dass sich die Innenrotorreihen124 zwischen den entsprechenden Außenrotorreihen erstrecken. Die Laufschaufeln112 und122 sind folglich zur gegenläufigen Rotation der Rotoren110 und120 eingerichtet. - In der beispielhaften Ausführungsform enthält die Niederdruckturbine
34 ferner eine Rotorstützanordnung130 , die einen stationären ringförmigen Turbinenhinterrahmen132 enthält, der hinter den äußeren und inneren Schaufeln112 und122 der Niederdruckturbine angeordnet ist. Ein drehbarer Hinterrahmen134 ist hinter den äußeren und inneren Schaufeln112 und122 und stromaufwärts von dem hinteren Turbinenrahmen132 angeordnet. Der Rahmen134 ist an ein hinteres Ende des äußeren Rotors110 angekoppelt, um mit diesem gemeinsam zu rotieren und um die Schaffung zusätzlicher Steiffestigkeit zur Stützung der Schaufeln112 zufördern. - Die Welle
22 ist zwischen dem inneren Rotor120 und dem Bläser14 drehbar eingekoppelt, so dass der innere Rotor120 mit dem Bläser14 drehfest gekoppelt ist. Ein erstes Wellenlager140 ist mit der Welle22 so gekoppelt, dass das Gewicht des inneren Rotors120 über einen mit Speichen ausgestattenen Turbinenmittelrahmen150 im Wesentlichen gleich um den Umfang des Gasturbinentriebwerks10 herum verteilt ist und dass die Hochdruckturbine mit dem Turbinenmittelrahmen150 über ein Lager142 drehbar gekoppelt ist. Genauer gesagt, enthält das Gasturbinentriebwerk10 ein erstes Gehäuse160 , das mit dem Lager140 gekoppelt ist, und ein zweites Gehäuse162 , das mit dem Lager142 gekoppelt ist. Das Lager140 ist zwischen der Hochdruckturbine30 und der Welle22 angeordnet. Die Gehäuse160 und162 sind miteinander gekoppelt, um eine Naben-Baugruppe170 zu bilden. In der beispielhaften Ausführungsform sind die Gehäuse160 und162 unter Verwendung eines mechanischen Befestigungsmittels172 , wie z. B. einer Mutter und eines Bolzens, miteinander gekoppelt. Dementsprechend und in der beispielhaften Ausführungsform erleichtert der Turbinenmittelrahmen150 die Abstützung der Niederdruckturbine34 und der Hochdruckturbine30 . - Der Turbinenmittelrahmen
150 enthält mehrere Joche180 , die mit der Nabe170 gekoppelt sind. Obwohl lediglich acht Joche180 veranschaulicht sind, sollte erkannt werden, dass der Turbinenmittelrahmen150 eine beliebige Anzahl von Jochen180 aufweisen kann, ohne den Geltungsbereich des hierin beschriebenen Verfahrens und/oder der Vorrichtung zu verlassen. Jedes Joch180 ist im Wesentlichen y-förmig und enthält wenigstens eine in ihm ausgebildete Öffnung182 . In der beispielhaften Ausführungsform enthält jedes Joch180 ein Paar Öffnungen182 , die jeweils gezielt bemessen sind, um in ihnen einen Expanderstift aufzunehmen. Die Stifte184 werden verwendet, um eine Speiche186 mit jedem entsprechenden Joch180 zu koppeln. Dementsprechend und in der beispielhaften Ausführungsform enthält der Turbinenmittel rahmen150 acht Speichen186 , die jeweils unter Verwendung der Joche180 und der Stifte184 mit der Nabe170 gekoppelt sind. Genauer gesagt, enthält jede Speiche186 ein erstes, mit dem entsprechenden Joch180 unter Verwendung von Stiften184 verbundenes Speichenende190 und ein zweites, sich durch eine entsprechende in dem Außengehäuse36 ausgebildete Öffnung194 erstreckendes Ende192 . Entsprechend enthält in der beispielhaften Ausführungsform das Außengehäuse36 acht Öffnungen194 , von denen jede bemessen ist, um eine entsprechende Speiche186 aufzunehmen. In der beispielhaften Ausführungsform ist jedes entsprechende zweite Speichenende192 mit einem Gewinde versehen und gezielt bemessen, um eine Unterlegscheibe196 , ein erstes mechanisches Befestigungsmittel197 und ein zweites mechanisches Befestigungsmittel198 aufzunehmen. In der beispielhaften Ausführungsform stellt die Unterlegscheibe196 wenigstens entweder eine Unterlegscheibe nach Art einer Bellevillescheibe und/oder nach Art eine Wellenscheibe dar, die im Wesentlichen konusförmig ist, während das mechanische Befestigungsmittel197 eine Spannmutter ist und das mechanische Befestigungsmittel198 eine Sicherungsmutter ist. - In der beispielhaften Ausführungsform wird während der Montage eines Gasturbinentriebwerks
10 die Nabenbaugruppe170 mit den Speichen186 unter Verwendung der Joche180 und der Stifte184 gekoppelt. Jedes entsprechende mechanische Befestigungsmittel197 wird mit einer entsprechenden Speiche186 gekoppelt, so dass die Unterlegscheibe196 zumindest teilweise gegen das Gehäuse36 zusammengedrückt ist. Genauer gesagt, führt das Zusammendrücken jeder Unterlegscheibe196 gegen das Gehäuse36 eine Zugspannung in jeder Speiche186 , die eine Steuerung bzw. Kontrolle der relativen radialen Lage des Lagers140 ermöglicht. Jede entspre chende Speiche186 wird dann in der Position gehalten, da jedes Befestigungsmittel198 gegen jedes zugehörige Befestigungsmittel197 festgezogen wird, so dass das Befestigungsmittel197 in einer relativ konstanten Lage bezüglich jeder entsprechenden Speiche186 gehalten wird. In der beispielhaften Ausführungsform enthält das Gasturbinentriebwerk10 ferner mehrere Verkleidungen200 . Genauer gesagt, ist jede entsprechende Verkleidung200 um die entsprechende Speiche186 derart angeordnet, dass jede Verkleidung200 die Leitung von Luft um jede entsprechende Speiche186 herum fördert. - Im Betrieb werden radiale Kräfte, die während des Umlaufs des inneren Rotors
120 erzeugt werden, über das Lager140 auf den Turbinenmittelrahmen150 übertragen. Genauer gesagt, erleichtert der Turbinenmittelrahmen150 das Beibehalten des Lagers140 in einer relativ konstanten axialen und radialen Lage bezüglich des Gehäuses36 , wenn der innere Rotor120 rotiert, weil jede entsprechende Speiche186 gespannt ist. Wenn die Temperatur eines Gasturbinentriebwerks10 steigt, wird sich außerdem die Unterlegscheibe196 entweder ausdehnen oder zusammenziehen, um eine Kompensation der thermischen Ausdehnung eines Gasturbinentriebwerks10 zu ermöglichen. Insbesondere und in der beispielhaften Ausführungsform wirkt die Unterlegscheibe196 wie eine Feder, die eine Aufrechterhaltung einer relativ konstanten axialen und radialen Lage des Lagers140 ermöglicht, wenn sich das Triebwerk aufgrund thermischer Ausdehnung entweder ausdehnt oder zusammenzieht. - Es sind oben beispielhafte Ausführungsformen von gegenläufig rotierenden Turbinen, die einen justierbaren Turbinenmittelrahmen enthalten, beschrieben worden. Die Komponenten sind nicht auf die hierin beschriebenen speziellen Ausführungsformen beschränkt, so dass vielmehr Komponenten jedes Systems unabhängig und getrennt von anderen hierin beschriebenen Komponenten verwendet werden können. Der hierin beschriebene justierbare Turbinenmittelrahmen kann auch in Verbindung mit anderen bekannten Gasturbinentriebwerken verwendet werden.
- Während die Erfindung anhand verschiedener spezieller Ausführungsformen beschrieben worden ist, werden Fachleute erkennen, dass die Erfindung innerhalb des Rahmens und Schutzbereichs der Ansprüche mit Modifikationen ausgeführt werden kann.
Claims (7)
- Niederdruckturbine (
34 ): mit einem inneren Rotor (120 ), der eine erste Anzahl von Turbinenschaufelreihen (124 ) aufweist, die für die Rotation in einer ersten Richtung eingerichtet sind; mit einem äußeren Rotor (110 ), der eine zweite Anzahl von Turbinenschaufelreihen (114 ) aufweist, die für die Rotation in einer zweiten, der ersten Richtung entgegengesetzten Richtung eingerichtet sind; mit einer Turbinenmittelrahmen-Baugruppe (150 ), die mehrere Speichen (186 ), eine Naben-Baugruppe (170 ) und mindestens ein mit der Naben-Baugruppe verbundenes Joch (180 ) aufweist; mit zwei Expander-Stiften (184 ), die eingerichtet sind, um jede der mehreren Speichen (186 ) mit einem jeweiligen Joch zu verbinden, und mit einem mit der Turbinenmittelrahmen-Baugruppe und dem inneren Rotor verbundenen Lager, wobei die Speichen justierbar sind, um das Lager in einer radialen Richtung auszurichten. - Niederdruckturbine (
34 ) nach Anspruch 1, wobei die Naben-Baugruppe (170 ) aufweist: ein erstes, mit dem Lager (140 ) verbundenes Gehäuse (160 ); ein zweites Lager (142 ), das mit einer Hochdruckturbine (30 ) verbunden ist, und ein mit dem zweiten Lager verbundenes zweites Gehäuse (160 ). - Niederdruckturbine (
34 ) nach Anspruch 1 oder 2, wobei jede Speiche (186 ) aufweist: ein erstes, mit dem Joch (180 ) verbundenes Speichenende (190 ) und ein zweites, mit einem Außengehäuse (36 ) verbundenes Speichenende (192 ). - Niederdruckturbine (
34 ) nach Anspruch 1, ferner umfassend eine Vielzahl von Verkleidungen (200 ), wobei jede entsprechende Verkleidung zumindest teilweise jede entsprechende Speiche (186 ) umschließt. - Gasturbinentriebwerk (
10 ): mit einem inneren Rotor (120 ), der eine erste Anzahl von Turbinenschaufelreihen (124 ) aufweist, die für die Rotation in eine erste Richtung konfiguriert sind; mit einem äußeren Rotor (110 ), der eine zweite Anzahl von Turbinenschaufelreihen (114 ) aufweist, die für die Rotation in eine zweite, der ersten Richtung entgegengesetzte Richtung eingerichtet sind; mit einer Turbinenmittelrahmen-Baugruppe (150 ), die mehrere Speichen (186 ), eine Naben-Baugruppe (170 ) und mindestens ein mit der Naben-Baugruppe verbundenes Joch (180 ) aufweist; mit zwei Expander-Stiften (184 ), die konfiguriert sind, um jede der mehreren Speichen (186 ) mit einem entsprechenden Joch zu verbinden, und mit einem mit der Turbinenmittelrahmen-Baugruppe und dem inneren Rotor verbundenen Lager (140 ), wobei die Speichen justierbar sind, um das Lager in einer radialen Richtung auszurichten. - Gasturbinentriebwerk (
10 ) nach Anspruch 5, wobei die Naben-Baugruppe (170 ) aufweist: ein mit dem Lager (140 ) verbundenes erstes Gehäuse; eine drehbar mit einer Hochdruckturbine (30 ) verbundenes Lager (142 ) und ein mit dem zweiten Lager verbundenes zweites Gehäuse (162 ). - Gasturbinentriebwerk (
10 ) nach einem der Ansprüche 5 und 6, wobei die Turbinenmittelrahmen-Baugruppe (150 ) genau acht Speichen (186 ) umfasst.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US976495 | 2004-10-29 | ||
US10/976,495 US7195447B2 (en) | 2004-10-29 | 2004-10-29 | Gas turbine engine and method of assembling same |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE602005004353D1 DE602005004353D1 (de) | 2008-03-06 |
DE602005004353T2 true DE602005004353T2 (de) | 2009-01-08 |
Family
ID=36000908
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE602005004353T Active DE602005004353T2 (de) | 2004-10-29 | 2005-10-21 | Gasturbine und Verfahren zu deren Montage |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7195447B2 (de) |
EP (1) | EP1655457B1 (de) |
CA (1) | CA2524113C (de) |
DE (1) | DE602005004353T2 (de) |
Families Citing this family (66)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7513103B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-04-07 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7726113B2 (en) * | 2005-10-19 | 2010-06-01 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7490461B2 (en) * | 2005-10-19 | 2009-02-17 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7685808B2 (en) * | 2005-10-19 | 2010-03-30 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and methods of assembling same |
US7775049B2 (en) * | 2006-04-04 | 2010-08-17 | United Technologies Corporation | Integrated strut design for mid-turbine frames with U-base |
PT2079925T (pt) | 2006-10-13 | 2017-11-22 | Braddell Ltd | Unidade de turbina e montagem |
FR2908452A1 (fr) | 2006-11-15 | 2008-05-16 | Snecma Sa | Dispositif de fixation de stator de turbine libre par double centrage. |
US8358023B2 (en) | 2007-10-04 | 2013-01-22 | Stephen Mark West | Driving turbine blade assembly comprising a passage through which a fluid may pass |
US8001791B2 (en) * | 2007-11-13 | 2011-08-23 | United Technologies Corporation | Turbine engine frame having an actuated equilibrating case |
US8534074B2 (en) * | 2008-05-13 | 2013-09-17 | Rolls-Royce Corporation | Dual clutch arrangement and method |
US20100005810A1 (en) * | 2008-07-11 | 2010-01-14 | Rob Jarrell | Power transmission among shafts in a turbine engine |
US8480527B2 (en) * | 2008-08-27 | 2013-07-09 | Rolls-Royce Corporation | Gearing arrangement |
US20100132377A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fabricated itd-strut and vane ring for gas turbine engine |
US8245518B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-08-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
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 |
US20100132371A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system 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 |
US8091371B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame for gas turbine engine |
US8075438B2 (en) * | 2008-12-11 | 2011-12-13 | Rolls-Royce Corporation | Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs |
US8021267B2 (en) * | 2008-12-11 | 2011-09-20 | Rolls-Royce Corporation | Coupling assembly |
US20130042629A1 (en) * | 2011-08-17 | 2013-02-21 | David T. Feindel | Turbomachine load management assembly |
US9097141B2 (en) | 2011-09-15 | 2015-08-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Axial bolting arrangement for mid turbine frame |
US9316117B2 (en) | 2012-01-30 | 2016-04-19 | United Technologies Corporation | Internally cooled spoke |
US8932022B2 (en) * | 2012-02-03 | 2015-01-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fastening system for fan and shaft interconnection |
US9222413B2 (en) | 2012-07-13 | 2015-12-29 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame with threaded spokes |
US9587514B2 (en) | 2012-07-13 | 2017-03-07 | United Technologies Corporation | Vane insertable tie rods with keyed connections |
US9217371B2 (en) | 2012-07-13 | 2015-12-22 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame with tensioned spokes |
US9482115B2 (en) | 2012-08-23 | 2016-11-01 | United Technologies Corporation | Turbine engine support assembly including self anti-rotating bushing |
WO2014051686A1 (en) | 2012-09-26 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Combined high pressure turbine case and turbine intermediate case |
US9322334B2 (en) | 2012-10-23 | 2016-04-26 | General Electric Company | Deformable mounting assembly |
US20150027101A1 (en) * | 2013-01-21 | 2015-01-29 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine architecture for enhanced efficiency |
FR3011270B1 (fr) * | 2013-10-01 | 2015-09-11 | Snecma | Dispositif de connexion d'une partie fixe de turbomachine et d'un pied de distributeur d'une turbine de turbomachine |
FR3011272B1 (fr) * | 2013-10-01 | 2018-01-19 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de connexion d'une partie fixe de turbomachine et d'un pied de distributeur d'une turbine de turbomachine |
US9598981B2 (en) * | 2013-11-22 | 2017-03-21 | Siemens Energy, Inc. | Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip |
FR3014945B1 (fr) * | 2013-12-16 | 2019-03-15 | Safran Aircraft Engines | Carter d'echappement logeant un etage de turbine pour turbomachine |
US10371010B2 (en) | 2015-01-16 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Tie rod for a mid-turbine frame |
US9915171B2 (en) | 2015-01-16 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US9790860B2 (en) | 2015-01-16 | 2017-10-17 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US10309308B2 (en) | 2015-01-16 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US9856750B2 (en) | 2015-01-16 | 2018-01-02 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US9920651B2 (en) | 2015-01-16 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US9995171B2 (en) | 2015-01-16 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US10392974B2 (en) | 2015-02-03 | 2019-08-27 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame assembly |
US10087785B2 (en) | 2015-02-09 | 2018-10-02 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame assembly for a gas turbine engine |
US9951624B2 (en) | 2015-02-09 | 2018-04-24 | United Technologies Corporation | Clinch nut bolt hole geometry |
US9803502B2 (en) | 2015-02-09 | 2017-10-31 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US9879604B2 (en) | 2015-03-11 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US9915170B2 (en) | 2015-03-20 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US9732628B2 (en) | 2015-03-20 | 2017-08-15 | United Technologies Corporation | Cooling passages for a mid-turbine frame |
US9885254B2 (en) | 2015-04-24 | 2018-02-06 | United Technologies Corporation | Mid turbine frame including a sealed torque box |
US10443449B2 (en) | 2015-07-24 | 2019-10-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Spoke mounting arrangement |
US10920612B2 (en) | 2015-07-24 | 2021-02-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid-turbine frame spoke cooling system and method |
US10247035B2 (en) | 2015-07-24 | 2019-04-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Spoke locking architecture |
US10337355B2 (en) * | 2016-01-22 | 2019-07-02 | United Technologies Corporation | Alignment of a bearing compartment and an engine case |
US10519860B2 (en) * | 2017-03-07 | 2019-12-31 | General Electric Company | Turbine frame and bearing arrangement for three spool engine |
US10697372B2 (en) | 2017-04-05 | 2020-06-30 | General Electric Company | Turbine engine conduit interface |
US10458267B2 (en) * | 2017-09-20 | 2019-10-29 | General Electric Company | Seal assembly for counter rotating turbine assembly |
US10711629B2 (en) | 2017-09-20 | 2020-07-14 | Generl Electric Company | Method of clearance control for an interdigitated turbine engine |
FR3072137B1 (fr) * | 2017-10-06 | 2020-07-24 | Safran Aircraft Engines | Dispositif pour l'assemblage d'une turbomachine, et procede utilisant le dispositif |
DE102017221684A1 (de) | 2017-12-01 | 2019-06-06 | MTU Aero Engines AG | Turbomaschinen-Strömungskanal |
US10781721B2 (en) | 2018-02-09 | 2020-09-22 | General Electric Company | Integral turbine center frame |
US10823011B2 (en) * | 2019-02-07 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine engine tie rod systems |
FR3102152B1 (fr) * | 2019-10-17 | 2022-12-02 | Safran Aircraft Engines | fixation améliorée d’aubages de turbine contrarotative |
US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB789958A (en) | 1955-10-24 | 1958-01-29 | Gen Motors Corp | Improvements relating to gas turbine bearing supports |
US2829014A (en) | 1957-04-03 | 1958-04-01 | United Aircarft Corp | Turbine bearing support |
US3261587A (en) | 1964-06-24 | 1966-07-19 | United Aircraft Corp | Bearing support |
GB2112084A (en) | 1981-10-30 | 1983-07-13 | Rolls Royce | Bearing support structure |
US4979872A (en) | 1989-06-22 | 1990-12-25 | United Technologies Corporation | Bearing compartment support |
US5443590A (en) * | 1993-06-18 | 1995-08-22 | General Electric Company | Rotatable turbine frame |
US5307622A (en) * | 1993-08-02 | 1994-05-03 | General Electric Company | Counterrotating turbine support assembly |
US5809772A (en) | 1996-03-29 | 1998-09-22 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct |
US5806303A (en) | 1996-03-29 | 1998-09-15 | General Electric Company | Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle |
US5867980A (en) | 1996-12-17 | 1999-02-09 | General Electric Company | Turbofan engine with a low pressure turbine driven supercharger in a bypass duct operated by a fuel rich combustor and an afterburner |
US5813214A (en) | 1997-01-03 | 1998-09-29 | General Electric Company | Bearing lubrication configuration in a turbine engine |
US6732502B2 (en) | 2002-03-01 | 2004-05-11 | General Electric Company | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor |
US6619030B1 (en) | 2002-03-01 | 2003-09-16 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors |
US6739120B2 (en) | 2002-04-29 | 2004-05-25 | General Electric Company | Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine |
US6684626B1 (en) | 2002-07-30 | 2004-02-03 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines |
US6711887B2 (en) | 2002-08-19 | 2004-03-30 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines |
US6763653B2 (en) | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster |
US6763652B2 (en) | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines |
US6763654B2 (en) | 2002-09-30 | 2004-07-20 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans |
-
2004
- 2004-10-29 US US10/976,495 patent/US7195447B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-10-21 DE DE602005004353T patent/DE602005004353T2/de active Active
- 2005-10-21 EP EP05256517A patent/EP1655457B1/de not_active Expired - Fee Related
- 2005-10-21 CA CA2524113A patent/CA2524113C/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US7195447B2 (en) | 2007-03-27 |
DE602005004353D1 (de) | 2008-03-06 |
EP1655457B1 (de) | 2008-01-16 |
US20060093465A1 (en) | 2006-05-04 |
EP1655457A1 (de) | 2006-05-10 |
CA2524113A1 (en) | 2006-04-29 |
CA2524113C (en) | 2013-03-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE602005004353T2 (de) | Gasturbine und Verfahren zu deren Montage | |
DE69226208T2 (de) | Kombiniertes Schraubenscherungs- und Hitzeschildelement für Zusammensetzungsschraube einer Turbine | |
DE602005003759T2 (de) | Gegenläufiges Turbinentriebwerk | |
DE602005000974T2 (de) | Turbomaschine mit gegenläufigem Gebläse | |
DE69930711T2 (de) | Nasenhaube für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE69406993T2 (de) | Gasturbinenrotorlagerungssystem | |
DE69321776T2 (de) | Gasturbine | |
DE3719717C2 (de) | Turbinenschaufelkranz für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE602004007171T2 (de) | Strebe eines Gasturbinentriebwerks und Triebwerksgehäuse mit solchen an den Kränzen mit Morse-Kegeln befestigten Streben | |
DE3219615C2 (de) | Gasturbinenstrahltriebwerk mit gegenläufigen Laufschaufelgittern | |
DE69205047T2 (de) | Spielkontrollvorrichtung für Schaufelspitzen. | |
EP2845999B1 (de) | Verfahren zum Auswuchten und zur Montage eines Turbinenrotors | |
DE102015212573A1 (de) | Gasturbinenbrennkammer mit integriertem Turbinenvorleitrad sowie Verfahren zu deren Herstellung | |
DE60121642T2 (de) | Montage eines Rotors | |
EP1656493A1 (de) | Labyrinthdichtung in einer stationären gasturbine | |
EP2617979B1 (de) | Enteisungsvorrichtung eines Fluggasturbinentriebwerks | |
DE4015732C2 (de) | Verfahren zum Umwandeln eines Flugzeug-Turbofan-Triebwerks in ein Triebwerk für einen nicht-flugtechnischen Zweck und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens | |
EP3428434A1 (de) | Turbofantriebwerk | |
DE112015003891T5 (de) | Gasturbinen-Abgaselement und Abgaskammer-Wartungsverfahren | |
DE3540463A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE102009003638A1 (de) | System und Verfahren zur Halterung von Statorkomponenten | |
DE3720123A1 (de) | Lastuebertragungsaufbau | |
DE69001284T2 (de) | Gegenlaeufiges blaesertriebwerk. | |
EP3287611A1 (de) | Gasturbine und verfahren zum aufhängen eines turbinen-leitschaufelsegments einer gasturbine | |
EP2831379B1 (de) | Trägerring |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8364 | No opposition during term of opposition |