RU2014110925A - Редукторное устройство для высокоскоростной и малогабаритной турбины привода вентилятора - Google Patents

Редукторное устройство для высокоскоростной и малогабаритной турбины привода вентилятора Download PDF

Info

Publication number
RU2014110925A
RU2014110925A RU2014110925/06A RU2014110925A RU2014110925A RU 2014110925 A RU2014110925 A RU 2014110925A RU 2014110925/06 A RU2014110925/06 A RU 2014110925/06A RU 2014110925 A RU2014110925 A RU 2014110925A RU 2014110925 A RU2014110925 A RU 2014110925A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
frame
lateral
stiffness
gas turbine
rigidity
Prior art date
Application number
RU2014110925/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2639821C2 (ru
Inventor
Майкл Е. МАККУН
Джейсон ХАЗБЭНД
Фредерик М. ШВАРЦ
Даниэль Бернард КУПРАТИС
Габриэль Л. СУСЬЮ
Уильям К. АКЕРМАНН
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
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=50238097&utm_source=***_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2014110925(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Priority claimed from US13/908,177 external-priority patent/US9631558B2/en
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014110925A publication Critical patent/RU2014110925A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2639821C2 publication Critical patent/RU2639821C2/ru

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
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02K3/06—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 front fan
    • 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
    • F02K3/068—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 being characterised by a short axial length relative to the diameter
    • 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
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • F05D2260/40311—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing of the epicyclical, planetary or differential type
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:вал вентилятора, приводящий в действие вентилятор;раму, поддерживающую указанный вал вентилятора;множество зубчатых колес для приведения в действие указанного вала вентилятора;гибкую опору, по меньшей мере, частично поддерживающую указанное множество зубчатых колес, причем жесткость указанной гибкой опоры меньше жесткости указанной рамы;первую турбинную секцию, обеспечивающую вход привода в указанное множество зубчатых колес; ивторую турбинную секцию,в котором указанная первая турбинная секция имеет первую выходную площадь в первой выходной точке и способна вращаться с первой частотой, указанная вторая турбинная секция имеет вторую выходную площадь во второй выходной точке и способна вращаться со второй частотой, превышающей первую частоту, при этом первый характеризующий параметр является произведением квадрата первой частоты и первой площади выхода, второй характеризующий параметр является произведением квадрата второй частоты и второй площади выхода, причем отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру находится от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.3. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, в котором указанная турбинная секция имеет по меньшей мере три ступени.4. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, в котором указанная первая турбинная секция имеет до шести ступеней.5. Газотурбинный двигатель по по п. 1 или 2, в котором указанная вторая турбинная секция имеет 2 ступени или меньше.6. Газотурбинный двигатель по по п. 1 или 2, в

Claims (20)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вал вентилятора, приводящий в действие вентилятор;
раму, поддерживающую указанный вал вентилятора;
множество зубчатых колес для приведения в действие указанного вала вентилятора;
гибкую опору, по меньшей мере, частично поддерживающую указанное множество зубчатых колес, причем жесткость указанной гибкой опоры меньше жесткости указанной рамы;
первую турбинную секцию, обеспечивающую вход привода в указанное множество зубчатых колес; и
вторую турбинную секцию,
в котором указанная первая турбинная секция имеет первую выходную площадь в первой выходной точке и способна вращаться с первой частотой, указанная вторая турбинная секция имеет вторую выходную площадь во второй выходной точке и способна вращаться со второй частотой, превышающей первую частоту, при этом первый характеризующий параметр является произведением квадрата первой частоты и первой площади выхода, второй характеризующий параметр является произведением квадрата второй частоты и второй площади выхода, причем отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру находится от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.
3. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, в котором указанная турбинная секция имеет по меньшей мере три ступени.
4. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, в котором указанная первая турбинная секция имеет до шести ступеней.
5. Газотурбинный двигатель по по п. 1 или 2, в котором указанная вторая турбинная секция имеет 2 ступени или меньше.
6. Газотурбинный двигатель по по п. 1 или 2, в котором коэффициент давления в первой турбинной секции составляет больше чем приблизительно 5:1.
7. Газотурбинный двигатель по по п. 1 или 2, в котором отношение силы тяги, обеспечиваемой двигателем, к объему турбинной секции, включающей в себя как указанную первую турбинную секцию, так и указанную вторую турбинную секцию, больше или равно приблизительно 1,5 и меньше или равно приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм2.
8. Газотурбинный двигатель по по п. 1 или 2, в котором указанная рама имеет боковую жесткость рамы и поперечную жесткость рамы, а указанная гибкая опора имеет поперечную жесткость гибкой опоры и боковую жесткость гибкой опоры, при этом указанная боковая жесткость гибкой опоры меньше указанной боковой жесткости рамы, а указанная поперечная жесткость гибкой опоры меньше указанной поперечной жесткости рамы.
9. Газотурбинный двигатель по п. 8, в котором по меньшей мере одно из указанного множества зубчатых колес, приводимых в движение указанной первой турбинной секцией, соединено с гибким соединительным элементом.
10. Газотурбинный двигатель по п. 9, в котором гибкий соединительный элемент имеет боковую жесткость гибкого соединительного элемента и поперечную жесткость гибкого соединительного элемента, при этом указанная боковая жесткость гибкого соединительного элемента меньше указанной боковой жесткости рамы, а указанная поперечная жесткость гибкого соединительного элемента меньше указанной поперечной жесткости рамы.
11. Газотурбинный двигатель по п. 8, в котором указанное множество зубчатых колес имеет зубчатое зацепление, определяющее боковую жесткость зубчатого зацепления и поперечную жесткость зубчатого зацепления, причем указанная боковая жесткость зубчатого зацепления больше указанной боковой жесткости гибкой опоры, а указанная поперечная жесткость зубчатого зацепления больше указанной поперечной жесткости гибкой опоры.
12. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вал вентилятора, приводящий в действие вентилятор;
раму, поддерживающую указанный вал вентилятора;
множество зубчатых колес, приводящих в действие вал вентилятора;
гибкую опору, по меньшей мере, частично поддерживающую указанное множество зубчатых колес, причем жесткость указанной гибкой опоры меньше, чем жесткость указанной рамы;
турбину высокого давления и
турбину низкого давления, причем указанная турбина низкого давления выполнена с возможностью приведения в действие одного из множества зубчатых колес,
в котором отношение силы тяги, обеспечиваемой указанным двигателем, к объему турбинной секции, включающей в себя как указанную турбину высокого давления, так и указанную турбину низкого давления, больше или равно приблизительно 1,5 и меньше или равно приблизительно 5,5 фунт-сила/дюйм3.
13. Газотурбинный двигатель по п. 12, в котором указанное отношение больше или равно приблизительно 2,0.
14. Газотурбинный двигатель по п. 13, в котором указанное отношение больше или равно приблизительно 4,0.
15. Газотурбинный двигатель по поп. 12-14, в котором указанная тяга является расчетной статической тягой при взлете с уровня моря.
16. Газотурбинный двигатель по поп. 12-14, в котором указанная рама имеет боковую жесткость рамы и поперечную жесткость рамы, а указанная гибкая опора имеет поперечную жесткость гибкой опоры и боковую жесткость гибкой опоры, при этом указанная боковая жесткость гибкой опоры меньше указанной боковой жесткости рамы, а указанная поперечная жесткость гибкой опоры меньше указанной поперечной жесткости рамы.
17. Газотурбинный двигатель по поп. 12-14, в котором по меньшей мере одно из множества зубчатых колес, приводимых в действие указанной турбиной низкого давления, соединено с гибким соединительным элементом.
18. Газотурбинный двигатель по п. 17, в котором гибкий соединительный элемент имеет боковую жесткость соединительного элемента и поперечную жесткость гибкого соединительного элемента, при этом указанная боковая жесткость гибкого соединительного элемента меньше указанной боковой жесткости рамы, а указанная поперечная жесткость гибкого соединительного элемента меньше указанной поперечной жесткости рамы.
19. Газотурбинный двигатель по п. 16, в котором множество зубчатых колес имеет зубчатое зацепление, определяющее боковую жесткость зубчатого зацепления и поперечную жесткость зубчатого зацепления, причем указанная боковая жесткость зубчатого зацепления больше указанной боковой жесткости гибкой опоры, а указанная поперечная жесткость зубчатого зацепления больше указанной поперечной жесткости гибкой опоры.
20. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вал вентилятора;
раму, поддерживающую указанный вал вентилятора, причем указанная рама определяет по меньшей мере одну из боковой жесткости рамы и поперечной жесткости рамы;
зубчатую передачу, приводящую в действие вал вентилятора;
гибкую опору, по меньшей мере, частично поддерживающую указанную зубчатую передачу, причем указанная гибкая опора определяет по меньшей мере одну из боковой жесткости гибкой опоры относительно указанной боковой жесткости рамы и поперечной жесткости гибкой опоры относительно указанной поперечной жесткости рамы; и
входной соединительный элемент к указанной зубчатой передаче, причем указанный входной соединительный элемент определяет по меньшей мере одну из боковой жесткости входного соединения относительно указанной боковой жесткости рамы и поперечной жесткости входного соединения относительно указанной поперечной жесткости рамы.
RU2014110925A 2013-06-03 2014-03-24 Редукторное устройство для высокоскоростной и малогабаритной турбины привода вентилятора RU2639821C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/908,177 US9631558B2 (en) 2012-01-03 2013-06-03 Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US13/908,177 2013-06-03

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014110925A true RU2014110925A (ru) 2015-09-27
RU2639821C2 RU2639821C2 (ru) 2017-12-22

Family

ID=50238097

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014110925A RU2639821C2 (ru) 2013-06-03 2014-03-24 Редукторное устройство для высокоскоростной и малогабаритной турбины привода вентилятора

Country Status (7)

Country Link
EP (6) EP2949882B1 (ru)
JP (1) JP5732562B2 (ru)
CN (1) CN104213985B (ru)
BR (1) BR102014007285B1 (ru)
CA (1) CA2845618C (ru)
RU (1) RU2639821C2 (ru)
SG (1) SG10201401514UA (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US9239012B2 (en) 2011-06-08 2016-01-19 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9523422B2 (en) 2011-06-08 2016-12-20 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US20130192263A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US10287914B2 (en) 2012-01-31 2019-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
EP2949882B1 (en) 2013-06-03 2017-08-23 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
US20160333786A1 (en) * 2015-05-13 2016-11-17 General Electric Company System for supporting rotor shafts of an indirect drive turbofan engine
FR3039132B1 (fr) * 2015-07-20 2017-08-11 Airbus Operations Sas Ensemble moteur a helice a axe horizontal pour aeronef
EP3165754A1 (en) * 2015-11-03 2017-05-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
CN105443270B (zh) * 2015-12-29 2017-11-03 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种航空涡轮风扇发动机
US10364752B2 (en) * 2016-05-17 2019-07-30 General Electric Company System and method for an integral drive engine with a forward main gearbox
US10815881B2 (en) 2017-09-20 2020-10-27 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing speed reduction assembly
GB201804128D0 (en) * 2018-03-15 2018-05-02 Rolls Royce Plc Electrical power generator system
IT201800005822A1 (it) * 2018-05-29 2019-11-29 Attacco di un gruppo ingranaggio per un motore a turbina a gas
CN113495001B (zh) * 2020-04-02 2022-06-21 中国航发商用航空发动机有限责任公司 压气机盘腔卷吸流量比的测量装置及方法
CN113833573B (zh) * 2020-06-24 2022-08-16 中国航发商用航空发动机有限责任公司 双转子双支点燃气轮机
US11428160B2 (en) * 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IL82840A0 (en) * 1986-07-15 1987-12-20 Savyon Diagnostics Ltd Method and compositions for the determination of occult blood
US5433674A (en) 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
GB2322914B (en) * 1997-03-05 2000-05-24 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
US6223616B1 (en) 1999-12-22 2001-05-01 United Technologies Corporation Star gear system with lubrication circuit and lubrication method therefor
US7338259B2 (en) 2004-03-02 2008-03-04 United Technologies Corporation High modulus metallic component for high vibratory operation
GB0406174D0 (en) * 2004-03-19 2004-04-21 Rolls Royce Plc Turbine engine arrangement
US7631484B2 (en) * 2006-03-13 2009-12-15 Rollin George Giffin High pressure ratio aft fan
US20070214795A1 (en) * 2006-03-15 2007-09-20 Paul Cooker Continuous real time EGT margin control
BE1017135A3 (nl) 2006-05-11 2008-03-04 Hansen Transmissions Int Een tandwielkast voor een windturbine.
US8585538B2 (en) * 2006-07-05 2013-11-19 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine
US7704178B2 (en) * 2006-07-05 2010-04-27 United Technologies Corporation Oil baffle for gas turbine fan drive gear system
RU2330170C2 (ru) * 2006-09-11 2008-07-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности
US7950237B2 (en) * 2007-06-25 2011-05-31 United Technologies Corporation Managing spool bearing load using variable area flow nozzle
US8844265B2 (en) * 2007-08-01 2014-09-30 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US9133729B1 (en) 2011-06-08 2015-09-15 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US8297916B1 (en) * 2011-06-08 2012-10-30 United Technologies Corporation Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine
US9631558B2 (en) 2012-01-03 2017-04-25 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine
CA2789325C (en) * 2011-10-27 2015-04-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
CA2789465C (en) * 2011-10-27 2016-08-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine front center body architecture
US20130192266A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
US20130259653A1 (en) * 2012-04-02 2013-10-03 Frederick M. Schwarz Geared turbofan engine with power density range
EP2949882B1 (en) 2013-06-03 2017-08-23 United Technologies Corporation Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine

Also Published As

Publication number Publication date
CA2845618C (en) 2015-06-02
EP3467272A1 (en) 2019-04-10
EP2811120B1 (en) 2017-07-12
SG10201401514UA (en) 2015-01-29
EP4209661A3 (en) 2023-11-22
CA2845618A1 (en) 2014-05-22
CN104213985B (zh) 2017-09-22
RU2639821C2 (ru) 2017-12-22
EP2949882A1 (en) 2015-12-02
JP2014234822A (ja) 2014-12-15
EP2949881B1 (en) 2018-08-29
EP2949881A1 (en) 2015-12-02
EP2949882B1 (en) 2017-08-23
BR102014007285B1 (pt) 2021-11-30
EP4209661A2 (en) 2023-07-12
EP3467273A1 (en) 2019-04-10
JP5732562B2 (ja) 2015-06-10
CN104213985A (zh) 2014-12-17
EP2811120A1 (en) 2014-12-10
BR102014007285A2 (pt) 2015-05-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014110925A (ru) Редукторное устройство для высокоскоростной и малогабаритной турбины привода вентилятора
RU2014134968A (ru) Малошумная турбина для редукторного турбовентиляторного двигателя
RU2015101589A (ru) Малошумный ротор компрессора для редукторного турбовентиляторного двигателя
RU2014134425A (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
SG10201901074VA (en) Geared turbofan gas turbine engine architecture
EP3372808A3 (en) Geared turbofan
RU2012123452A (ru) Приводная конструкция для газотурбинного двигателя (варианты)
RU2012153343A (ru) Многоступенчатый компрессор с встроенной передачей
EP2728140A3 (en) Booster assembly for gas turbine engine comprising a gearing
GT201300049A (es) Tratamiento del agua y sistema y metodo de revitalizacion
RU2014134423A (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
EP2103795A3 (en) A gas turbine engine arrangement
TN2015000290A1 (en) Gas turbines in mechanical drive applications and operating methods
ES2546992T3 (es) Método para desintonizar los álabes de un motor de turbina de gas
EP4242442A3 (en) Fan drive gear system
EP3222823A3 (en) Harmonic drive actuator for variable vanes
MX360552B (es) Unidad de tracción planetaria de empuje absorbente supertubo.
EP2535527A3 (en) Turbofan engine comprising a fan rotor support
EP2620622A3 (en) Bevel gear arrangement for axial accessory gearbox
DE60123642D1 (de) Mehrstufiger hochdruckkreiselverdichter
EP2270326A3 (en) Turbofan engine
EP2530356A3 (en) Vehicle drive system
EA201190073A1 (ru) Усовершенствования в многоступенчатых центробежных компрессорах
EP2657574A3 (en) Integrated drive generator having a variable input speed and constant output frequency and method of driving
EP2551494A3 (en) Motor-generator and prime mover gearing assembly