RU2008126328A - Двухвентиляторный газотурбинный двигатель - Google Patents

Двухвентиляторный газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2008126328A
RU2008126328A RU2008126328/06A RU2008126328A RU2008126328A RU 2008126328 A RU2008126328 A RU 2008126328A RU 2008126328/06 A RU2008126328/06 A RU 2008126328/06A RU 2008126328 A RU2008126328 A RU 2008126328A RU 2008126328 A RU2008126328 A RU 2008126328A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
turbine engine
gas turbine
input
fan
Prior art date
Application number
RU2008126328/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2486361C2 (ru
Inventor
ХОНГ Сон ЛЕ (FR)
ХОНГ Сон ЛЕ
Оливье Мишаэль МОЛИНАРИ (FR)
Оливье Мишаэль МОЛИНАРИ
Режи Эжен Энри СЕРВАН (FR)
Режи Эжен Энри СЕРВАН
Original Assignee
Снекма (Fr)
Снекма
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=39223101&utm_source=***_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2008126328(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Снекма (Fr), Снекма filed Critical Снекма (Fr)
Publication of RU2008126328A publication Critical patent/RU2008126328A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2486361C2 publication Critical patent/RU2486361C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan 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
    • 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
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/326—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, low solidity propeller
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)

Abstract

1. Газотурбинный двигатель с двумя входным и выходным вентиляторами противоположного вращения, установленными на входе компрессора низкого давления и приводимыми во вращение двумя коаксиальными валами (20, 21) противоположного вращения, каждый из которых связывает вентиляторное колесо (10, 12) с, по меньшей мере, одним размещенным на выходе колесом турбины низкого давления, отличающийся тем, что колесо (12) выходного вентилятора связано выходной частью со своим приводным валом (71). ! 2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входная часть вала выходного вентилятора приводится во вращение направляющим подшипником (50), размещенным на выходе колеса (12) выходного вентилятора. ! 3. Газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, что внешний диаметр подшипника (50) практически равен внутреннему диаметру колеса (12) выходного вентилятора. ! 4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходная часть колеса (12) выходного вентилятора закреплена с помощью болтов на кольцевой реборде (76) входной части своего приводного вала (71) и на входном конце перегородки (42) в форме усеченного конуса с ротором компрессора (30) низкого давления. ! 5. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входная часть выходного вентилятора содержит две, входную (72) и выходную (73) перегородки в форме усеченного конуса, связанные между собой с образованием сечения V-образной формы, при этом V-образная вершина радиально ориентирована наружу и несет направляющий подшипник (50) вала. ! 6. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что входной межваловый подшипник (46) установлен между входным концом входной конусной перегородки (72) вал�

Claims (13)

1. Газотурбинный двигатель с двумя входным и выходным вентиляторами противоположного вращения, установленными на входе компрессора низкого давления и приводимыми во вращение двумя коаксиальными валами (20, 21) противоположного вращения, каждый из которых связывает вентиляторное колесо (10, 12) с, по меньшей мере, одним размещенным на выходе колесом турбины низкого давления, отличающийся тем, что колесо (12) выходного вентилятора связано выходной частью со своим приводным валом (71).
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входная часть вала выходного вентилятора приводится во вращение направляющим подшипником (50), размещенным на выходе колеса (12) выходного вентилятора.
3. Газотурбинный двигатель по п.2, отличающийся тем, что внешний диаметр подшипника (50) практически равен внутреннему диаметру колеса (12) выходного вентилятора.
4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходная часть колеса (12) выходного вентилятора закреплена с помощью болтов на кольцевой реборде (76) входной части своего приводного вала (71) и на входном конце перегородки (42) в форме усеченного конуса с ротором компрессора (30) низкого давления.
5. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входная часть выходного вентилятора содержит две, входную (72) и выходную (73) перегородки в форме усеченного конуса, связанные между собой с образованием сечения V-образной формы, при этом V-образная вершина радиально ориентирована наружу и несет направляющий подшипник (50) вала.
6. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что входной межваловый подшипник (46) установлен между входным концом входной конусной перегородки (72) вала выходного вентилятора (71) и входным концом вала (20) входного вентилятора.
7 Газотурбинный двигатель по п.6, отличающийся тем, что выходной межваловый подшипник (48) установлен между двумя коаксиальными валами (20, 71) вентиляторов на выходном конце выходной конусной перегородки (73) вала (71) выходного вентилятора и содержит средства сбора и направления смазывающего масла к средствам направления масла к межваловому входному подшипнику (46).
8. Газотурбинный двигатель по п.7, отличающийся тем, что средства подачи масла к входному подшипнику содержат центробежный черпак (96), встроенный в средства спуска масла, размещенные между двумя валами (20, 71), а также аксиальные трубопроводы (98), диаметрально противоположные относительно оси газотурбинного двигателя, питаемые центробежным черпаком (96) и питающие встроенный черпак (100), размещенный на внутренней гайке входного межвалового подшипника (46).
9. Газотурбинный двигатель по п.7, отличающийся тем, что средства отбора масла от выходного подшипника содержат аксиальную цилиндрическую юбку (92), являющуюся продолжением в сторону входа внешней гайки (94) выходного подшипника (48).
10. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входная часть приводного вала выходного вентилятора содержит вентиляционные отверстия (106).
11. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что входной край входной конусной перегородки (72) оси (71) выходного вентилятора связан кожухом (80) в форме усеченного конуса с входной частью колеса (12) выходного вентилятора.
12. Газотурбинный двигатель по п.11, отличающийся тем, что кожух (80) в форме усеченного конуса связан своим входным краем с кольцевой стенкой (84), радиально направленной внутрь и внутренний радиальный конец которой размещен на одном уровне с частью приводного вала выходного вентилятора, расположенной на входе входного подшипника (46).
13. Газотурбинный двигатель по п.12, отличающийся тем, что кольцевая стенка (84) содержит вентиляционные отверстия, выполненные в ее толще, открывающиеся в пространство между колесом (12) выходного вентилятора и входной конусной перегородкой (72) вала (71) выходного вентилятора.
RU2008126328/06A 2007-06-28 2008-06-27 Двухвентиляторный газотурбинный двигатель RU2486361C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0704648A FR2918120B1 (fr) 2007-06-28 2007-06-28 Turbomachine a double soufflante
FR0704648 2007-06-28

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008126328A true RU2008126328A (ru) 2010-01-10
RU2486361C2 RU2486361C2 (ru) 2013-06-27

Family

ID=39223101

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008126328/06A RU2486361C2 (ru) 2007-06-28 2008-06-27 Двухвентиляторный газотурбинный двигатель

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8225593B2 (ru)
EP (1) EP2045460B2 (ru)
JP (1) JP5459988B2 (ru)
CA (1) CA2635632C (ru)
FR (1) FR2918120B1 (ru)
RU (1) RU2486361C2 (ru)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2949246B1 (fr) * 2009-08-20 2012-03-09 Snecma Distribution d'huile dans un palier de turbomachine
US20120011824A1 (en) * 2010-07-16 2012-01-19 United Technologies Corporation Integral lubrication tube and nozzle combination
FR2981686B1 (fr) * 2011-10-21 2016-05-20 Snecma Turbomachine comprenant un recepteur a helices contrarotatives supporte par une enveloppe structurale fixee au carter intermediaire
US8863491B2 (en) 2012-01-31 2014-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US9038366B2 (en) * 2012-01-31 2015-05-26 United Technologies Corporation LPC flowpath shape with gas turbine engine shaft bearing configuration
US10400629B2 (en) 2012-01-31 2019-09-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US8402741B1 (en) 2012-01-31 2013-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine shaft bearing configuration
US9080461B2 (en) 2012-02-02 2015-07-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan and boost joint
FR2992679A1 (fr) * 2012-06-28 2014-01-03 Snecma Tourillon de turbomachine comportant une couronne de recuperation d'un flux d'huile de lubrification avec une pluralite d'orifices d'evacuation d'huile de lubrification
US9915199B2 (en) 2012-10-08 2018-03-13 United Technologies Corporation Bi-directional compression fan rotor for a gas turbine engine
FR3013387B1 (fr) * 2013-11-20 2015-11-20 Snecma Support de palier presentant une geometrie facilitant l'evacuation des noyaux de fonderie
FR3014944B1 (fr) * 2013-12-16 2016-01-22 Snecma Dispositif de nettoyage d'un module de turbomachine
US9869190B2 (en) 2014-05-30 2018-01-16 General Electric Company Variable-pitch rotor with remote counterweights
US10072510B2 (en) 2014-11-21 2018-09-11 General Electric Company Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same
FR3037099B1 (fr) * 2015-06-02 2017-06-09 Snecma Ensemble de turbomachine comprenant un systeme de nettoyage d'un ecoulement de fluide, notamment de lubrifiant
US10100653B2 (en) 2015-10-08 2018-10-16 General Electric Company Variable pitch fan blade retention system
US10393137B2 (en) 2016-02-12 2019-08-27 General Electric Company Method and system for integrated pitch control mechanism actuator hydraulic fluid transfer
GB201704045D0 (en) * 2017-03-14 2017-04-26 Rolls Royce Plc A seal panel for gas turbine engine
FR3066558B1 (fr) * 2017-05-18 2019-07-19 Safran Aircraft Engines Module de soufflante a pales a calage variable
US11674435B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Levered counterweight feathering system
US11795964B2 (en) 2021-07-16 2023-10-24 General Electric Company Levered counterweight feathering system

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3903690A (en) † 1973-02-12 1975-09-09 Gen Electric Turbofan engine lubrication means
NL8303401A (nl) † 1982-11-01 1984-06-01 Gen Electric Aandrijfturbine voor tegengesteld draaiende propellers.
GB2194292A (en) * 1986-08-29 1988-03-02 Gen Electric High bypass ratio counterrotating turbofan engine
DE3933776A1 (de) † 1989-10-10 1991-04-18 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk
DE4122008A1 (de) * 1991-07-03 1993-01-14 Mtu Muenchen Gmbh Propfantriebwerk mit gegenlaeufigem niederdruckverdichter (booster)
US5272868A (en) * 1993-04-05 1993-12-28 General Electric Company Gas turbine engine lubrication system
US6520742B1 (en) * 2000-11-27 2003-02-18 General Electric Company Circular arc multi-bore fan disk
US6732502B2 (en) * 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US6666017B2 (en) * 2002-05-24 2003-12-23 General Electric Company Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine
FR2842565B1 (fr) * 2002-07-17 2005-01-28 Snecma Moteurs Demarreur-generateur integre pour turbomachine
US6684626B1 (en) * 2002-07-30 2004-02-03 General Electric Company Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines
US6763652B2 (en) * 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Variable torque split aircraft gas turbine engine 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
FR2859002A1 (fr) * 2003-08-18 2005-02-25 Snecma Moteurs Dispositif abradable sur carter de soufflante d'un moteur de turbine a gaz
FR2866073B1 (fr) * 2004-02-11 2006-07-28 Snecma Moteurs Turboreacteur ayant deux soufflantes contrarotatives solidaires d'un compresseur a basse pression contrarotatif
FR2866074B1 (fr) * 2004-02-11 2006-04-28 Snecma Moteurs Architecture d'un turboreacteur ayant une double soufflante a l'avant
FR2874238B1 (fr) * 2004-08-12 2006-12-01 Snecma Moteurs Sa Turbomachine a soufflantes contrarotatives
US7458202B2 (en) * 2004-10-29 2008-12-02 General Electric Company Lubrication system for a counter-rotating turbine engine and method of assembling same
DE102005018140A1 (de) † 2005-04-20 2006-11-02 Mtu Aero Engines Gmbh Turboproptriebwerk
US7726113B2 (en) * 2005-10-19 2010-06-01 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7513103B2 (en) * 2005-10-19 2009-04-07 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7614210B2 (en) † 2006-02-13 2009-11-10 General Electric Company Double bypass turbofan
US20080148708A1 (en) * 2006-12-20 2008-06-26 General Electric Company Turbine engine system with shafts for improved weight and vibration characteristic

Also Published As

Publication number Publication date
US20090000273A1 (en) 2009-01-01
CA2635632C (fr) 2015-06-23
US8225593B2 (en) 2012-07-24
JP5459988B2 (ja) 2014-04-02
RU2486361C2 (ru) 2013-06-27
EP2045460A3 (fr) 2010-09-29
JP2009008083A (ja) 2009-01-15
FR2918120A1 (fr) 2009-01-02
EP2045460B1 (fr) 2017-09-20
CA2635632A1 (fr) 2008-12-28
EP2045460B2 (fr) 2021-01-13
FR2918120B1 (fr) 2009-10-02
EP2045460A2 (fr) 2009-04-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2008126328A (ru) Двухвентиляторный газотурбинный двигатель
US10729992B2 (en) Centrifugal separator
EP1961936B1 (en) Hybrid turbocharger
RU2357092C2 (ru) Конструкция турбореактивного двигателя со сдвоенным вентилятором в передней части
US3814549A (en) Gas turbine engine with power shaft damper
JP4834511B2 (ja) ガスタービンエンジン中のタービンディスクの換気装置
CN106321516B (zh) 轴流式涡轮发动机的压缩机的带穿孔鼓部
KR20100117060A (ko) 과급기
US20050172610A1 (en) Turbojet having two counter-rotatable fans secured to a counter-rotatable low-pressure compressor
RU2010147814A (ru) Центробежный забор воздуха в роторе компрессора газотурбинного двигателя
US4302150A (en) Centrifugal compressor with diffuser
RU2426903C2 (ru) Система герметизации задней смазочной камеры турбореактивного двигателя
US20160327065A1 (en) Rotor drum for a turbomachine and compressor
RU2010147837A (ru) Ротор компрессора газотурбинного двигателя, содержащий средства центробежного забора воздуха
US9914081B2 (en) Aircraft engine with an apparatus for separating oil and a device for increasing pressure
US10280796B2 (en) Integrated turboexpander-generator with gas-lubricated bearings
JP2017008937A (ja) ガスタービンエンジン
CN107503959A (zh) 一种齿轮齿条驱动式无轴风机
JP2015230035A (ja) 軸受の排油構造
JP6407267B2 (ja) 遠心ポンプを備えたターボ機械アクセサリギアボックス
JP2011208518A (ja) ロータアセンブリの製造方法、ロータアセンブリ及びターボ圧縮機
EP3406924B1 (en) Bearing device and exhaust turbine supercharger
EP2912269B1 (en) Gas turbine engine rotor drain feature
JP2018151060A (ja) 複数の排出ポートを有するギヤボックスのための装置
CN112901290A (zh) 轴颈和推力气体轴承

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner