RU2014134785A - Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников - Google Patents

Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников Download PDF

Info

Publication number
RU2014134785A
RU2014134785A RU2014134785A RU2014134785A RU2014134785A RU 2014134785 A RU2014134785 A RU 2014134785A RU 2014134785 A RU2014134785 A RU 2014134785A RU 2014134785 A RU2014134785 A RU 2014134785A RU 2014134785 A RU2014134785 A RU 2014134785A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
section
turbine
turbine section
speed
fan
Prior art date
Application number
RU2014134785A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2630626C2 (ru
Inventor
Фредерик М. ШВАРЦ
Габриэль Л. СУСЬЮ
Даниэль Бернард КУПРАТИС
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
Priority claimed from US13/363,154 external-priority patent/US20130192196A1/en
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2014134785A publication Critical patent/RU2014134785A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2630626C2 publication Critical patent/RU2630626C2/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
    • F02K3/06—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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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
    • F02K3/072—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
    • 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
    • F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
    • 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
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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

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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Турбинная секция газотурбинного двигателя, содержащая:турбинную секцию привода вентилятора; ивторую турбинную секцию,при этом указанная турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость,при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади;при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5; иуказанная вторая турбинная секция обеспечивает приведение во вращение первого вала, опирающегося на подшипник, при этом указанный подшипник установлен на наружной периферии второго вала, приводимого во вращение указанной турбинной секцией привода вентилятора.2. Турбинная секция по п. 1, в которой указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.3. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная турбинная секция привода вентилятора содержит по меньшей мере три ступени.4. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная турбинная секция привода вентилятора содержит вплоть до шести ступеней.5. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная вторая турбинная секция содержит две или менее ступеней.6. Турбинная секция по п. 1, в которой отношение давлений в турбинной секции привода вентилятора с

Claims (20)

1. Турбинная секция газотурбинного двигателя, содержащая:
турбинную секцию привода вентилятора; и
вторую турбинную секцию,
при этом указанная турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади;
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5; и
указанная вторая турбинная секция обеспечивает приведение во вращение первого вала, опирающегося на подшипник, при этом указанный подшипник установлен на наружной периферии второго вала, приводимого во вращение указанной турбинной секцией привода вентилятора.
2. Турбинная секция по п. 1, в которой указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.
3. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная турбинная секция привода вентилятора содержит по меньшей мере три ступени.
4. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная турбинная секция привода вентилятора содержит вплоть до шести ступеней.
5. Турбинная секция по п. 1, в которой указанная вторая турбинная секция содержит две или менее ступеней.
6. Турбинная секция по п. 1, в которой отношение давлений в турбинной секции привода вентилятора составляет более, чем приблизительно 5:1.
7. Турбинная секция по п. 1, в которой указанный первый вал наружной периферией опирается на второй подшипник на его наружной периферии, при этом указанный второй подшипник установлен на неподвижной конструкции.
8. Турбинная секция по п. 1, в которой указанные турбинная секция привода вентилятора и вторая турбинная секция выполнены с возможностью вращения в противоположных направлениях.
9. Турбинная секция по п. 1, в которой между указанными турбинной секцией привода вентилятора и второй турбинной секцией отсутствует несущая конструкция для подшипников.
10. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор;
компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором;
секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;
турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания,
при этом турбинная секция содержит турбинную секцию привода вентилятора и вторую турбинную секцию,
при этом указанная турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью, которая превышает первую скорость,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади;
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5;
указанная вторая турбинная секция выполнена с возможностью приведения во вращение первого вала, опирающегося на подшипник, установленный на наружной периферии второго вала, приводимого во вращение указанной турбинной секцией привода вентилятора.
11. Двигатель по п. 10, в котором указанное отношение больше или равно приблизительно 0,8.
12. Двигатель по п. 10, в котором компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, при этом турбинная секция привода вентилятора и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому.
13. Двигатель по п. 12, в котором между указанным вентилятором и валом, приводимым во вращение турбинной секцией привода вентилятора, предусмотрен понижающий редуктор, за счет чего вентилятор имеет возможность вращения с более низкой скоростью, чем скорость турбинной секции привода вентилятора
14. Двигатель по п. 13, в котором указанный вентилятор выполнен с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому.
15. Двигатель по п. 12, в котором указанный второй вал опирается на второй подшипник на своей наружной периферии, при этом указанный второй подшипник установлен на неподвижной конструкции.
16. Двигатель по п. 15, в котором третий подшипник поддерживает указанную вторую компрессорную секцию на наружной периферии указанного первого вала, приводимого во вращение указанной второй турбинной секцией.
17. Двигатель по п. 16, в котором четвертый подшипник расположен рядом с указанной первой компрессорной секцией и поддерживает наружную периферию указанного второго вала, который выполнен с возможностью вращения с указанной турбинной секцией привода вентилятора.
18. Двигатель по п. 12, в котором между указанными первой и второй турбинными секциями отсутствует несущая конструкция для подшипников.
19. Газотурбинный двигатель, содержащий:
вентилятор;
компрессорную секцию, сообщающуюся по текучей среде с вентилятором;
секцию камеры сгорания, сообщающуюся по текучей среде с компрессорной секцией;
турбинную секцию, сообщающуюся по текучей среде с секцией камеры сгорания,
при этом турбинная секция содержит турбинную секцию привода вентилятора и вторую турбинную секцию,
при этом указанная турбинная секция привода вентилятора имеет первую площадь выходного сечения в первой точке выхода и выполнена с возможностью вращения с первой скоростью,
при этом указанная вторая турбинная секция имеет вторую площадь выходного сечения во второй точке выхода и выполнена с возможностью вращения со второй скоростью вращения, которая превышает первую скорость вращения,
при этом первый характеризующий параметр определен как произведение квадрата первой скорости и первой площади,
при этом второй характеризующий параметр определен как произведение квадрата второй скорости и второй площади поперечного сечения;
при этом отношение первого характеризующего параметра ко второму характеризующему параметру составляет от приблизительно 0,5 до приблизительно 1,5; и
компрессорная секция содержит первую компрессорную секцию и вторую компрессорную секцию, при этом турбинная секция привода вентилятора и первая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения в первом направлении, а вторая турбинная секция и вторая компрессорная секция выполнены с возможностью вращения во втором направлении, противоположном первому, при этом между указанным вентилятором и указанной первой компрессорной секцией установлен понижающий редуктор, за счет чего вентилятор будет вращаться с более низкой скоростью, чем турбинная секция привода вентилятора, при этом указанный вентилятор будет вращаться во втором направлении, противоположном первому.
20. Двигатель по п. 19, в котором передаточное отношение указанного понижающего редуктора больше, чем приблизительно 2,3.
RU2014134785A 2012-01-31 2013-01-21 Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников RU2630626C2 (ru)

Applications Claiming Priority (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/363,154 2012-01-31
US13/363,154 US20130192196A1 (en) 2012-01-31 2012-01-31 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US201261619116P 2012-04-02 2012-04-02
US61/619,116 2012-04-02
US13/446,194 US20130192265A1 (en) 2012-01-31 2012-04-13 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US13/446,194 2012-04-13
PCT/US2013/022371 WO2013116023A1 (en) 2012-01-31 2013-01-21 Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014134785A true RU2014134785A (ru) 2016-03-27
RU2630626C2 RU2630626C2 (ru) 2017-09-11

Family

ID=48869072

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134785A RU2630626C2 (ru) 2012-01-31 2013-01-21 Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20130192265A1 (ru)
EP (1) EP2809903A4 (ru)
BR (1) BR112014016274A8 (ru)
CA (1) CA2853839C (ru)
RU (1) RU2630626C2 (ru)
SG (1) SG11201403614VA (ru)
WO (1) WO2013116023A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130318998A1 (en) * 2012-05-31 2013-12-05 Frederick M. Schwarz Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine
WO2014152101A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Turbofan engine bearing and gearbox arrangement
EP3052812A4 (en) * 2013-09-30 2016-10-05 United Technologies Corp COMPRESSOR ZONE DIVISIONS FOR FORMING A REDUCING TURBOSOUFFLANTE
US9932902B2 (en) 2014-07-15 2018-04-03 United Technologies Corporation Turbine section support for a gas turbine engine
US10287976B2 (en) * 2014-07-15 2019-05-14 United Technologies Corporation Split gear system for a gas turbine engine
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
JP7059028B2 (ja) * 2018-02-01 2022-04-25 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジン
FR3088967B1 (fr) * 2018-11-27 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Agencement de turboréacteur double flux à réducteur épicycloïdal ou planétaire
US11608750B2 (en) * 2021-01-12 2023-03-21 Raytheon Technologies Corporation Airfoil attachment for turbine rotor

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2207191B (en) * 1987-07-06 1992-03-04 Gen Electric Gas turbine engine
US5433674A (en) * 1994-04-12 1995-07-18 United Technologies Corporation Coupling system for a planetary gear train
RU2141051C1 (ru) * 1998-07-01 1999-11-10 Клименко Алексей Геннадьевич Турбореактивный двигатель
US8585538B2 (en) * 2006-07-05 2013-11-19 United Technologies Corporation Coupling system for a star gear train in a gas turbine engine
US7721549B2 (en) * 2007-02-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system
US7762086B2 (en) * 2008-03-12 2010-07-27 United Technologies Corporation Nozzle extension assembly for ground and flight testing

Also Published As

Publication number Publication date
CA2853839A1 (en) 2013-08-08
BR112014016274A8 (pt) 2017-07-04
WO2013116023A1 (en) 2013-08-08
SG11201403614VA (en) 2014-10-30
RU2630626C2 (ru) 2017-09-11
EP2809903A4 (en) 2015-09-16
CA2853839C (en) 2020-07-14
EP2809903A1 (en) 2014-12-10
US20130192265A1 (en) 2013-08-01
BR112014016274A2 (pt) 2017-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014134785A (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников
RU2014134421A (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и характерными особенностями опоры подшипников
RU2014134424A (ru) Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134425A (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134423A (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134792A (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134426A (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134786A (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2014134787A (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2014134968A (ru) Малошумная турбина для редукторного турбовентиляторного двигателя
RU2014120380A (ru) Способ задания передаточного отношения зубчатой передачи вентиляторного привода для газотурбинного двигателя
WO2013165521A3 (en) Gas turbine engine with fan-tied inducer section and multiple low pressure turbine sections
RU2014103719A (ru) Газотурбинный двигатель (варианты) и способ повышения производительности газотурбинного двигателя
RU2014113686A (ru) Конструкция зубчатой передачи для привода вентилятора
RU2015106429A (ru) Зубчатый вентилятор, содержащий внутренний компрессор противоположного вращения
WO2013165515A3 (en) Gas turbine engine with fan-tied inducer section
RU2015140939A (ru) Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения
WO2013165524A3 (en) Counter-rotating low pressure turbine with gear system mounted to turbine exhaust case
EP2535527A3 (en) Turbofan engine comprising a fan rotor support
WO2014025441A3 (en) Geared turbofan with three turbines with high speed fan drive turbine
RU2016145592A (ru) Соединение для авиационного газотурбинного двигателя и способ его монтажа
RU2014110925A (ru) Редукторное устройство для высокоскоростной и малогабаритной турбины привода вентилятора
RU2015151747A (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
RU2015101589A (ru) Малошумный ротор компрессора для редукторного турбовентиляторного двигателя
WO2014018142A3 (en) Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features