DE60203589T2

DE60203589T2 - Flugzeugtriebwerk mit Zwischenturbinentriebwerksrahmen

Info

Publication number: DE60203589T2
Application number: DE60203589T
Authority: DE
Inventors: Jorge Francisco Cincinnati Seda
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2001-11-29
Filing date: 2002-11-29
Publication date: 2006-04-27
Anticipated expiration: 2022-11-30
Also published as: JP4179857B2; US20030097844A1; EP1316676B1; US6708482B2; US6883303B1; DE60203589D1; EP1316676A1; JP2003193803A

Description

Die Erfindung betrifft Flugzeuggasturbinentriebwerke und insbesondere solche Triebwerke mit Rahmen, welche die Rotoren in Lagern halten und dazu verwendet werden, die Triebwerke an dem Flugzeug zu befestigen.
Ein Gasturbinentriebwerk des Turbofan-Typs enthält im Allgemeinen einen vorderen Bläser bzw. Fan und Druckerhöhungs- bzw. Boosterkompressor, ein mittiges Kerntriebwerk und eine hintere Niederdruckleistungsturbine. Das Kerntriebwerk enthält einen Hochdruckkompressor, eine Brennkammer und eine Hochdruckturbine in einer seriellen Durchlaufanordnung. Der Hochdruckkompressor und die Hochdruckturbine des Kerntriebwerks sind über eine Hochdruckwelle verbunden. Der Hochdruckkompressor, die Turbine und Welle bilden im Wesentlichen den Hochdruckrotor. Der Hochdruckkompressor wird drehend angetrieben, um in das Kerntriebwerk eintretende Luft auf einen relativ hohen Druck zu komprimieren. Die Hochdruckluft wird dann mit Kraftstoff in der Brennkammer vermischt und gezündet, um einen Hochenergiegasstrom zu erzeugen. Der Gasstrom fließt nach hinten und durchläuft die Hochdruckturbine, wobei er diese und die Hochdruckwelle drehend antreibt, welche wiederum den Kompressor antreibt.
Der die Hochdruckturbine verlassene Gasstrom wird durch eine zweite oder Niederdruckturbine entspannt. Die Niederdruckturbine treibt drehend den Fan und den Boosterkompressor über eine Niederdruckwelle an, wobei alle von diesen den Nie derdruckrotor bilden. Die Niederdruckwelle erstreckt sich durch den Hochdruckrotor hindurch. Der größte Teil des Vorschubs wird durch den Fan erzeugt. Triebwerksrahmen werden dazu verwendet, die Lager zu unterstützen und zu halten, welche wiederum drehbar die Rotoren, sehe beispielsweise US 3620641 lagern. Herkömmliche Turbofantriebwerke besitzen einen Fanrahmen, einen Mittelrahmen und einen hinteren Turbinenrahmen. Lagerhalterahmen sind schwer und tragen zu Gewicht, Länge und Kosten des Triebwerks bei.
Große moderne kommerzielle Turbofantriebwerke haben höhere Betriebswirkungsgrade mit höheren Beipassverhältniswerten, größeren Übergangskanälen zwischen Niederdruck und Hochdruckturbinen. Die Rahmen, insbesondere die in dem heißen Abschnitt des Triebwerks angeordneten sind komplex und teuer. Andererseits eliminieren mittelgroße Turbofantriebwerke einen Rahmen, indem sie eine HP-Rotor-Halterung über eine Differentiallagerungsanordnung bereitstellen, in welcher der Hochdruckrotor auf dem Niederdruckrotor mit einem Zwischenwellen- oder Differentiallagerung dazwischen läuft. Neue kommerzielle Triebwerkkonstruktionen enthalten gegenläufige Rotoren für einen verbesserten Turbinenwirkungsgrad. Gegenläufige Rotoren können einen nachteiligen Einfluss auf die Zwischenabstände von Hochdruckverhältniskomponenten, insbesondere in dem heißen Abschnitt haben, welche auf einer genauen Kontrolle des Zwischenabstands beruhen, um Brennstoffwirkungsgradvorteile bereitzustellen.
Demzufolge besteht ein Bedarf für eine alternative Lagerhalterungseinrichtung, welche die vorstehend erwähnten Nachteile vermeidet und das Triebwerk, die Länge, Gewicht und Kosten verkleinert und das Spitzenzwischenabstandsverhalten verbessert.
Gemäß der vorliegenden Erfindung enthält ein Flugzeuggasturbinentriebwerk-Turbinenrahmen einen ersten tragenden Ring, einen zweiten tragenden Ring, der koaxial zu und radial im Abstand innerhalb des ersten tragenden Ringes um eine Mittelachse angeordnet ist und mehrere auf den Umfang in Abstand angeordnete Streben, die sich radial zwischen dem ersten und zweiten tragenden Ringen erstrecken. Vordere und hintere Sumpfteile mit vorderen und hinteren zentralen Bohrungen sind fest mit den vorderen und hinteren Abschnitten des Turbinenrahmens verbunden. Ein Rahmenverbindungsmittel zum Verbinden des Triebwerks mit einem Flugzeug ist auf dem ersten tragenden Ring angeordnet. Die vorderen und hinteren zentralen Bohrungen können zylindrisch sein, und das Rahmenverbindungsmittel kann wenigstens eine U-förmige Klammer enthalten.
Eine Ausführungsform der Erfindung ist eine Gasturbinentriebwerkeinrichtung, in welchem der Rahmen ein Zwischenturbinenrahmen ist, der axial zwischen ersten und zweiten Turbinen erster bzw. zweiter Rotoren angeordnet ist. Die erste Turbine ist vor der zweiten Turbine angeordnet und der zweite Rotor enthält eine Welle, welche wenigstens teilweise drehbar koaxial zu und radial innerhalb des ersten Rotors angeordnet ist. Der zweite Rotor wird durch ein entsprechendes hinterstes zweites Turbinenrahmenlager gehaltert, das in der zentralen Bohrung des hinteren Sumpfteils eingebaut ist, und der erste Rotor wird teilweise durch ein entsprechendes erstes Turbinenrahmenlager gehaltert, das in der vorderen zentralen Bohrung des vorderen Sumpfteils befestigt ist. Ein axialer Schwerpunkt der zweiten Turbine verläuft durch oder sehr nahe an dem zweiten Turbinenrahmenlager. In einer spezielleren Ausführungsform der Erfindung enthält die zweite Turbine eine Turbinenscheibeneinrichtung mit axial benachbarten Rotor scheiben, die miteinander durch eine tragende Scheibe vor und hinter Abstandsarmen verbunden sind. Die Turbinenscheibeneinrichtung ist mit der ersten Welle an dem oder nahe an dem Schwerpunkt verbunden. Eine konische Wellenverlängerung kann dazu verwendet werden, um antriebsmäßig die Turbinenscheibeneinrichtung mit der ersten Welle zu verbinden. Die konische Wellenverlängerung ist mit der Turbinenscheibeneinrichtung an dem oder in der Nähe des axialen Schwerpunktes verbunden. Die Rotorscheiben besitzen Naben, die mit Rändern über sich radial aus den Naben erstreckende Stege verbunden sind, wobei jede von den Rotorscheiben eine Reihe von in dem Scheibenkranz gehalterten Schaufeln trägt.
Das erste Sumpfteil kann einen ab der Triebwerksmittellinie gemessenen ersten Radius aufweisen, der wesentlich größer als ein zweiter Radius der vorderen Sumpfteile ist. Der erste Radius kann in einem Bereich von 150 bis 250% größer als der zweite Radius sein.
Die vorliegende Erfindung ersetzt einen hinteren Turbinenrahmen durch eine äußere Führungsschaufeleinrichtung, die zu Kosten-, Gewichtsreduzierungsvorteilen führt, indem der Turbinenübergangsabstand genutzt wird, um einen Zwischenturbinenrahmen einzubauen, um drehbar sowohl den HP-, als LP-Rotor zu haltern. Ein verbessertes Zwischenabstandsverhalten ergibt sich daraus, dass die kritische Drehzahl der LP-Welle von dem Einfluss des HP-Rotors entkoppelt ist. Die Befestigung des Niederdruckturbinenlagers zwischen den Turbinen verbessert das Zwischenabstandsverhalten, da der Lagerdurchmesser der Niederdruckturbinen vergrößert wird, was zu einer vergrößerten Steifigkeit der Niederdruckturbinenhalterung führt. Eine Vergrößerung des Niederdruckturbinenlagerdurch messers führt auch zu einer Längenverkürzung der Wellenkonus der Niederdruckturbinenwelle LP.
Die vorstehenden Aspekte und weiteren Merkmale der Erfindung werden in der nachstehenden Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen beschrieben, in welchen:
1 eine Längsschnittdarstellung einer exemplarischen Ausführungsform eines Flugzeug-Turbofan-Gasturbinentriebwerks mit einer Niederdruckturbine ist, welche nur von einem hinteren Rahmen gelagert wird, der axial zwischen der Niederdruckturbine und einer Hochdruckturbine angeordnet ist.
2 eine vergrößerte Ansicht des hinteren Rahmens und von Rotoren in 1 ist.
3 eine vergrößerte Ansicht eines hinteren Rahmens und von Rotoren einer zweiten exemplarischen Ausführungsform des Triebwerks mit Differentiallagerungsanordnung ist, welche die Rotoren in dem Zwischenturbinenrahmen hält.
4 eine vergrößerte Ansicht einer Schraubverbindung von Scheiben in einer in 2 dargestellten Niederdruckturbine ist.
In den 1 und 2 ist ein erstes exemplarisches Turbofan-Gasturbinentriebwerk 10 um eine Triebwerkmittelachse 8 herum und mit einem Fan 12, welcher Umgebungsluft 14 aufnimmt, einem Booster oder Niederdruckkompressor (LPC) 16, einem Hochdruckkompressor (HPC) 18, einer Brennkammer 20, welche Brennstoff mit der von dem HPC 18 unter Druck gesetzten Luft 14 vermischt, um Verbrennungsgase zu erzeugen, welche abstromseitig durch eine Hochdruckturbine (HPT) 24 strömen, und einer Niederdruckturbine (LPT) 26, aus welcher die Verbrennungsgase aus dem Triebwerk 10 ausgegeben werden, aufgebaut. Eine erste oder Hochdruckwelle 28 verbindet die HPT 24 mit dem HPC 18, um im Wesentlichen einen ersten oder Hochdruckrotor 29 auszubilden. Eine zweite oder Niederdruckwelle 30 verbindet die LPT 26 sowohl mit dem Fan 12, als auch mit dem Niederdruckkompressor, um im Wesentlichen einen zweiten oder Niederdruckrotor 31 auszubilden. Der Hochdruckkompressor (HPC) 18, die Brennkammer 20 und die Hochdruckturbine (HPT) 24 werden kollektiv als Kerntriebwerk 25 bezeichnet, welche für die Zwecke dieses Patents die Hochdruckwelle 28 enthält. Die zweite oder Niederdruckwelle 30 ist wenigstens teilweise drehbar koaxial zu und radial innerhalb des ersten Hochdruckrotors angeordnet.
Das Triebwerk 10 besitzt eine Rahmenstruktur 32, mit einem vorderen oder Fanrahmen 34, der durch ein Triebwerkgehäuse mit einem Mittentriebwerks- oder Zwischenturbinenrahmen 60 verbunden ist. Der Motor 10 ist in oder an einem Flugzeug, beispielsweise durch einen (nicht dargestellten) Pylon befestigt, welcher sich von einem Flugzeugflügel nach unten erstreckt. Der Triebwerkrahmen 60 enthält einen ersten tragenden Ring 86, welcher ein Gehäuse sein kann, das koaxial um die Mittellinie 8 angeordnet ist. Der Turbinenrahmen 60 enthält ferner einen zweiten tragenden Ring 88, der koaxial zu und radial nach innen beabstandet von den ersten tragenden Ring 86 um die Mittellinie 8 herum angeordnet ist. Der zweite tragende Ring 88 kann auch als eine Nabe bezeichnet werden. Mehrere auf den Umfang in Abstand angeordnete Streben 90 erstrecken sich radial zwischen den ersten und zweiten Ringen 86 und 88 und sind fest daran verbunden. Die Streben 90 sind in der hierin dargestellten exemplarischen Ausführungsform der Erfindung hohl, während in anderen Ausführungsformen die Streben nicht hohl sein können. Das Triebwerk wird an dem Flugzeug an einem vorne gelegenen Fanrahmens-Vorderbefestigungsträger 118 auf dem Fanrahmen 34 und einem hinten gelegenen Turbinenrahmen-Rückträger 120 auf dem Turbinenrahmen 60 befestigt. Das Triebwerk kann unter einem Flugzeugflügel durch einen Pylon an dem Vorderbefestigungsträger 118 und dem Rückbefestigungsträger 120, der axial abstromseitig von dem Vorderbefestigungsträger 118 im Abstand angeordnet ist, befestigt werden. Der Rückbefestigungsträger 120 wird dazu verwendet, den Turbinenrahmen 60 fest mit einer Plattform zu verbinden, welche fest mit dem Pylon verbunden ist. In der hierin dargestellten exemplarischen Ausführungsform enthält der Rückbefestigungsträger 120 eine U-förmige Klammer 122. Herkömmliche Befestigungsträger verwenden oft einen Satz eines um einem Umfang in Abstand angeordneten Satzes der U-förmigen Klammern 122 (nur eine von den U-förmigen Klammern ist in den Querschnittsdarstellung in den Figuren dargestellt) auf dem Turbinenrahmen 60. Die U-förmigen Klammern 122 sind für eine Verbindung über einen Satz von Stiften mit einem Satz von Verbindungselementen ausgelegt. Die Verbindungselemente sind mit einer Plattform auf der Unterseite des Pylons verbunden. Die U-förmigen Klammern 122 sind nur ein Typ eines Rahmenverbindungsmittels zum Verbinden des Triebwerks mit einem Flugzeug. Weitere Typen von Befestigungsmitteln neben Klammern sind in der Flugzeugindustrie bekannt und können verwendet werden, um den Rahmen der vorliegenden Erfindung und das Triebwerk an dem Flugzeug zu befestigen.
Ein vorderes Ende 64 der Niederdruckturbine 30 wird axial und radial von dem Fanrahmen 34 durch ein vorderes Axiallager 43, das in einer ersten Lagerhalterungsstruktur 44 befestigt ist, und ein zweites Lager 36, ein Rollenlager, das in einer zweiten Lagerhalterungsstruktur 47 befestigt ist, gehaltert.
Die ersten und zweiten Lagerhalterungsstrukturen 44 und 47 sind fest an dem Fanrahmen 34 angebracht. Eine konische Wellenverlängerung 107 ist mit einem hinteren Ende der Niederdruckwelle 30 verbunden. Die konische Wellenverlängerung 107 und die Niederdruckwelle 30, mit welcher sie verbunden ist, werden radial von einem dritten Lager 76 gehaltert, das in der dritten Lagerhalterungsstruktur befestigt ist. Die dritte Lagerhalterungsstruktur wird hierin als eine hintere Lagerhalterungsstruktur 97 bezeichnet und ist an einem hinteren Abschnitt 110 des Turbinenrahmens 60 befestigt. Der erste Rotor 29 wird somit ganz hinten drehbar durch das dritte Lager 76 gelagert, welches somit ein hinterstes Halterungslager des ersten Rotors ist. Der Turbinenrahmen 60 der vorliegenden Erfindung ist axial zwischen der HPT 24 und der LPT 26 angeordnet und haltert somit im Wesentlichen die gesamte Niederdruckturbine 26. Da der Turbinenrahmen 60 axial zwischen den ersten und zweiten Turbinen erste und zweiter Rotoren, der HPT 24 und der LPT 26 der Hoch- und Niederdruckturbine 29 und 31, wird er als ein Zwischenturbinenrahmen und manchmal auch als ein Mittentriebwerksrahmen bezeichnet. Ein Übergangskanal 114 zwischen der HPT 24 und der LPT 26 verläuft durch den Zwischenturbinenrahmen 60.
Ein vorderes HPC-Ende 70 des HPC 18 des Hochdruckrotors 29 wird radial von einem vierten Lager 80 gehaltert, das in einer vierten Lagerhalterungsstruktur 82 montiert ist, die an dem Fanrahmen 34 angebracht ist. Ein hinteres Ende 92 des Hochdruckrotors 29 wird radial von einem fünften Lager 94 gehaltert, das in einer fünften Lagerhalterungsstruktur befestigt ist, welche hierin als eine vordere Lagerhalterungsstruktur 96 bezeichnet wird, die an einem vorderen Abschnitt 108 des Zwischenturbinenrahmens 60 befestigt ist. Vordere und hintere Lagerhalterungsstrukturen 96 und 97 sind fest mit vorderen und hinteren Abschnitten 108 und 110 des Zwischenturbinenrahmens 60 verbunden. Vordere und hintere Sumpfteile 104 und 106 sind mit dem Zwischenturbinenrahmen 60 verbunden und werden von vorderen bzw. hinteren Lagerhalterungsstrukturen 96 und 97 getragen. Die vorderen und hinteren Sumpfteile 104 und 106 haltern das fünfte Lager 94 und das dritte Lager 76 in vorderen und hinteren zylindrischen zentralen Bohrungen 84 bzw. 85 der Sumpfteile. Für die Zwecke dieses Patentes können das fünfte Lager 94 und das dritte Lager 76 in den vorderen und hinteren Sumpfteilen 104 und 106 als vordere und hintere bzw. erste und zweite Turbinenrahmenlager bezeichnet werden.
Die Niederdruckturbine (LPT) 26 enthält mehrere Rotorscheiben 40 und jede Rotorscheibe 40 besitzt eine Nabe 42 und einen Steg 41, der sich radial aus der Nabe 42 zu einem Rand 46 erstreckt, welcher einen Umfang der Rotorscheibe 40 definiert. Jede Rotorscheibe 40 haltert eine Reihe von Laufschaufeln 48, wobei jede Laufschaufel 48 einen schwalbenschwanzförmigen Fußabschnitt 49, der in einem Schlitz 51 in dem Scheibenrand 46 gehaltert wird, und stationäre Reihen von Leitschaufeln 52 enthält, die sich radial von dem Gehäuse 54 zwischen den Reihen drehbarer Laufschaufeln 48 erstrecken. Benachbarte Rotorscheiben 40 sind über vordere und hintere Abstandsarme 39 und 37 einer Strukturscheibe, welche integriert als ein Teil ausgebildet sind, mit oder fest mit dem Rand 46 oder der Nabe 42 verbunden und übertragen Biegemomente zwischen benachbarten Scheiben.
In der hierin dargestellten exemplarischen Ausführungsform der Erfindung sind die vorderen und hinteren Abstandsarme 39 und 37 integriert als ein Teil mit den Scheiben 40 ausgebildet und mit Schraubverbindungen 100 miteinander ver schraubt, um eine Niederdruckturbinen-Scheibeneinrichtung 50 der Niederdruckturbine (LPT) 26 zu erzeugen, wie es genauer in 4 dargestellt ist. Die vorderen und hinteren Abstandsarme 39 und 37 erstrecken sich axial nach vorne bzw. hinten von dem Scheibenrand 46 weg, und besitzen radial sich nach innen erstreckende Flansche 58 an den Abstandsarmenden. Benachbarte vordere und hintere Abstandsarme 39 und 37 sind miteinander verschraubt, wobei die Schraubverbindungen 100 Schrauben 102 durch Öffnungen 103 in den Verbindungsflunschen 58 aufweisen. Gemäß nochmaligem Bezug auf 3 verbindet die konische Wellenverlängerung 107, welche auch als der Niederdruckturbinenwellenkonus bezeichnet wird, antriebsmäßig die Niederdruckturbinen-Scheibeneinrichtung 50 mit der Niederdruckwelle 30.
Die axiale Lage des dritten Lagers 76 ist axial so nahe wie möglich an dem axialen Schwerpunkt CG der HPT 24 oder der Turbinenscheibeneinrichtung 50 angeordnet. Idealerweise verläuft der Schwerpunkt CG der Turbinenscheibeneinrichtung 50 durch den oder sehr nahe durch den axialen Schwerpunkt CG des dritten Lagers 76. In der hierin dargestellten exemplarischen Ausführungsform der Erfindung liegt der axiale Schwerpunkt CG nahe an der Schraubverbindung 100 zwischen den zweiten und dritten der vier Rotorscheiben 40. Die Wellenverlängerung 107 ist so nahe wie möglich mit dem axialen Schwerpunkt CG der mehreren Rotorscheiben 40 der LPT 26 oder der LPT 60 selbst verbunden. Hinter der LPT 26 befindet sich eine Auslassführungs-Leitschaufeleinrichtung 130, welche eine stationäre Reihe von Auslassführungsleitschaufeln 132 halten, die sich radial zwischen dem Gehäuse 54 und einer ringförmigen Kastenstruktur 134 erstrecken. Eine domförmige Abdeckplatte 136 ist mit der ringförmigen Kastenstruktur 134 verschraubt.
Das hintere Sumpfteil 106 besitzt einen ersten Radius R1 von der Triebwerksmittellinie 8, der wesentlich größer als ein zweiter Radius R2 der vorderen Sumpfteile 104 ist. Der erste Radius R1 kann in dem Bereich von 150 bis 250% größer als der zweite Radius R2 sein. Das hintere Sumpfteil 106 ist radial von der Triebwerksmittellinie 8 in einem Abstand angeordnet, der wesentlich größer als der Abstand in ähnlich großen herkömmlichen Triebwerken ist. Dieses versteift das dritte Lager 76 in der hinteren zentralen Bohrung 85. Diese Konstruktionsmerkmale verbessern Manövrierzwischenräume, indem sie die konische Wellenverlängerung 107 vergrößern und die Steifigkeit des dritten Lagers 76, welche drehbar die LPT 76 haltert.
In 3 ist schematisch ein Aufbau eines alternativen Turbofan-Gasturbinentriebwerks dargestellt, in welchem der Turbinenrahmen 60 nur eine Lagerhalterungsstruktur besitzt, welche die eine ist, die als die hintere Lagerhalterungsstruktur 97 bezeichnet wird, die an einem hinteren Abschnitt 110 des Turbinenrahmens angebracht ist. Die Niederdruckwelle 30 wird drehbar radial von dem dritten Lager 76 gehaltert, das in dem hinteren Sumpfteil 106 montiert ist, das an dem Turbinenrahmen 60 angebracht ist. Das hintere Ende 92 des Hochdruckrotors 29 wird radial durch ein Differentiallager 144 (welches auch als ein Zwischenwellenlager bezeichnet wird), das in einer ringförmigen Aussparung 150 befestigt ist, die radial nach innen gerichtet von dem zweiten Turbinenrahmenlager (den dritten Lager 76) angeordnet ist, gehaltert. Die ringförmige Aussparung 150 erstreckt sich axial nach hinten in einen radial vergrößerten Abschnitt 152 des hinteren Endes 92 der Niederdruckwelle 30. Somit sind das dritte Lager 76 und das Differentiallager 144 in dem hinteren Sumpfteil 106 enthalten und drehbar gehaltert, das an dem Turbinenrahmen 60 angebracht ist. Diese Alternative zu dem Aufbau des Turbofan-Gasturbinentriebwerks, der in 2 dargestellt ist, besitzt nur eine Lagerhalterungsstruktur, welche die eine ist, welche als die hintere Lagerhalterungsstruktur 97 bezeichnet wird, die an einem hinteren Abschnitt 110 des Zwischenturbinenrahmens 60 angebracht ist. Die axiale Lage des dritten Lagers 76 ist nicht so nahe wie möglich an dem axialen Schwerpunkt CG der HPT 24 oder der Turbinenscheibeneinrichtung 50 und stattdessen in einem erheblichen Abstand D davon angeordnet. In noch einer weiteren alternativen Anordnung kann die axiale Lage des dritten Lagers 76 axial so nahe wie möglich an dem axialen Schwerpunkt CG der HPT 24 oder der Turbinenscheibenanordnung 50 angeordnet sein. Dieses würde dazu führen, dass man einen axialen Schwerpunkt CG der Turbinenscheibeneinrichtung 50 hat, der durch die oder sehr nahe durch den axialen Schwerpunkt des dritten Lagers 76 verläuft.

Claims

Gasturbinentriebwerkseinrichtung enthaltend: einen Zwischenturbinenrahmen (60), der axial zwischen den ersten und zweiten Turbinen (24, 26) der ersten bzw. zweiten Rotoren (29, 31) angeordnet ist, wobei die erste Turbine vor der zweiten Turbine angeordnet ist, wobei der zweite Rotor (31) eine zweite Welle (30) aufweist, die wenigstens teilweise koaxial mit und radial innen zu dem ersten Rotor (29) drehbar angeordnet ist, wobei der Zwischenturbinenrahmen (60) enthält: einen ersten tragenden Ring (86), einen zweiten tragenden Ring (88), der koaxial mit und radial innen im Abstand von dem ersten tragenden Ring um eine Mittelachse (8) herum angeordnet ist, mehrere auf dem Umfang im Abstand angeordnete Streben (90), die sich radial zwischen den ersten und zweiten tragenden Ringen (86, 88) erstrecken, vordere und hintere Sumpfteile, (104, 106), die vordere und hintere Mittelbohrungen (84, 86) aufweisen, wobei die vorderen und hinteren Sumpfteile (104, 106) entsprechend mit den vorderen und hinteren Abschnitten (108, 110) des Turbinenrahmens fest verbunden sind, wobei der erste Rotor (29) teilweise durch ein entsprechendes erstes Turbinenrahmenlager (94) gehaltert ist, das in der vorderen Mittelbohrung (84) des vorderen Sumpfteils (104) angebracht ist, und ein Rahmenverbindungsmittel zum Verbinden des Triebwerkes mit einem Flugzeug auf dem ersten tragenden Ring (86) angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Rotor (31) durch ein entsprechendes hinterstes zweites Turbinenrahmenlager (76) gehaltert ist, das in der hinteren Mittelbohrung (85) des hinteren Sumpfteils (106) angebracht ist.
Einrichtung nach Anspruch 1, wobei ein axialer Schwerpunkt (CG) der zweiten Turbine (26) durch oder sehr nahe an dem zweiten Turbinenrahmenlager (76) verläuft.
Einrichtung nach Anspruch 1, wobei die zweite Turbine (26) eine Turbinenscheibeneinrichtung (50) aufweist, die axial benachbarte Rotorscheiben (40) aufweist, die durch vordere bzw. hintere Abstandshalterarme (39, 37) der tragenden Scheibe miteinander verbunden sind, und wobei die Turbinenscheibeneinrichtung (50) mit der ersten Welle (28) an oder nahe dem axialen Schwerpunkt (CG) verbunden ist.
Einrichtung nach Anspruch 3, ferner enthaltend: eine konische Wellenverlängerung (107), die die Turbinenscheibeneinrichtung (50) antriebsmäßig mit der ersten Welle (28) verbindet, wobei die konische Wellenverlängerung (107) mit der Turbinenscheibeneinrichtung (50) an oder nahe dem axialen Schwerpunkt (CG) verbunden ist, wobei die Rotorscheiben (40) mehrere Naben (42) aufweisen, die mit Rändern (46) durch Stege (41) verbunden sind, die sich von den Stegen (42) radial nach außen erstrecken, wobei jede der Rotorscheiben (40) eine Reihe von Schaufeln (48) 20 haltert, die in dem Scheibenrand (46) gehaltert sind.
Einrichtung nach Anspruch 1, wobei das hintere Sumpfteil (106) einen ersten Radius (R1), gemessen von der Mittelachse (8), hat, der wesentlich größer als ein zweiter Radius (R2) der vorderen Sumpfteile (104) ist, wobei der erste Radius (R1) einen Bereich von 150 bis 250 Prozent größer als der zweite Radius (R2) hat und die Niederdruck-Turbine (26) einen axialen Schwerpunkt (CG) hat, der durch oder sehr nahe dem zweiten Turbinenrahmenlager (76) verläuft