RU2342547C2 - Турбина низкого давления газотурбинного двигателя - Google Patents

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2342547C2
RU2342547C2 RU2004122582/06A RU2004122582A RU2342547C2 RU 2342547 C2 RU2342547 C2 RU 2342547C2 RU 2004122582/06 A RU2004122582/06 A RU 2004122582/06A RU 2004122582 A RU2004122582 A RU 2004122582A RU 2342547 C2 RU2342547 C2 RU 2342547C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
low
low pressure
turbine
pressure
pressure turbine
Prior art date
Application number
RU2004122582/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2004122582A (ru
Inventor
Жак БАРТ (FR)
Жак БАРТ
Бруно БЁТИН (FR)
Бруно БЁТИН
Филипп БУИЙЕР (FR)
Филипп БУИЙЕР
Original Assignee
Снекма Моторс
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
Application filed by Снекма Моторс filed Critical Снекма Моторс
Publication of RU2004122582A publication Critical patent/RU2004122582A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2342547C2 publication Critical patent/RU2342547C2/ru

Links

Images

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
    • F02C7/36—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
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • 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
    • 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
    • F05D2230/70—Disassembly methods

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Rolling Contact Bearings (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

Турбина низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего турбину высокого давления, расположенную перед турбиной низкого давления, и кожух коллектора выходящих газов, расположенный за турбиной низкого давления. Турбина низкого давления содержит ротор, прикрепленный к цапфе низкого давления, вал низкого давления и первый подшипник качения, расположенный на указанном валу низкого давления и служащий опорой цапфе высокого давления, к которой прикреплен ротор турбины высокого давления. Турбина содержит также второй подшипник качения, расположенный на цапфе низкого давления за первым подшипником качения и обеспечивающий центровку цапфы низкого давления относительно кожуха коллектора, и систему рифлений, расположенную между первым и вторым подшипниками и обеспечивающую возможность приведения в движение вала низкого давления посредством цапфы низкого давления. Технический результат данного изобретения заключается в упрощении демонтажа турбины низкого давления. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области турбин низкого давления авиационных газотурбинных двигателей. Конкретнее изобретение охватывает такую конструкцию частей для установки ротора турбины низкого давления на валу низкого давления, которая облегчает его монтаж и демонтаж.
Уровень техники
Авиационные газотурбинные двигатели обычно оборудуются турбиной высокого давления, расположенной на выходе камеры сгорания. Турбина низкого давления расположена за турбиной высокого давления по направлению течения газовых потоков, выходящих из камеры сгорания. За турбиной низкого давления устанавливается кожух коллектора выходящих газов. Таким образом, газовые потоки, выходящие из камеры сгорания, проходят через турбины высокого и низкого давления, приводя их во вращение, и выводятся через коллектор выходящих газов.
Турбина низкого давления газотурбинного двигателя состоит, по существу, из ротора (лопаток и дисков), установленного на цапфе низкого давления. Цапфа установлена на валу низкого давления и связана с системой рифлений, которые позволяют приводить вал низкого давления во вращение. Аналогичным образом турбина высокого давления содержит ротор (лопатки и диски), установленный на цапфе высокого давления. Подшипник качения, установленный на цапфе низкого давления, служит опорой цапфы высокого давления при ее вращении относительно вала низкого давления.
На фиг.2 изображена часть известной конструкции ротора турбины низкого давления, установленного на валу низкого давления газотурбинного двигателя. На этом чертеже ротор 100 турбины 102 низкого давления прикреплен к цапфе 104 низкого давления. Эта цапфа 104 низкого давления доходит в аксиальном направлении против направления течения газовых потоков до ротора 106 турбины 108 высокого давления и по направлению течения газовых потоков до кожуха 110 коллектора выходящих газов газотурбинного двигателя. Ротор 106 турбины 108 высокого давления прикреплен к цапфе 112 высокого давления, доходящей в аксиальном направлении до цапфы 104 низкого давления.
Турбина 102 низкого давления приводит во вращение вал 114 низкого давления благодаря рифлениям 116, предусмотренным на переднем конце цапфы 104 низкого давления. Также на переднем конце цапфы 104 низкого давления установлен первый подшипник 118 качения, обеспечивающий опору для турбины 102 низкого давления газотурбинного двигателя и ее центровку относительно кожуха 110 коллектора. На цапфе 104 низкого давления установлен также второй подшипник 120 качения для обеспечения возможности вращения цапфы 112 высокого давления. Второй подшипник расположен между первым подшипником 118 и рифлениями 116. Кроме того, на цапфе 104 низкого давления между вторым подшипником 120 и рифлениями 116 установлено уплотнительное соединение 122. Это уплотнительное соединение вместе с фланцем 124 обеспечивает взаимную герметичность воздушной полости 126а и масляной полости 126b.
Такая конструкция турбины низкого давления имеет многочисленные недостатки, в частности, связанные с трудностями демонтажа этой турбины.
В процессе разборки газотурбинного двигателя (полной или частичной), например, при его обслуживании, различные его элементы обычно демонтируются через заднюю часть газотурбинного двигателя, т.е. по направлению течения газовых потоков. В частности, для демонтажа турбины низкого давления необходимо сначала произвести демонтаж коллектора выходящих газов. Затем снимают турбину низкого давления (цапфу и ротор) посредством сдвига вдоль оси газотурбинного двигателя по направлению течения газовых потоков.
В конструкции, изображенной на фиг.2, после снятия кожуха 110 коллектора демонтаж турбины 102 низкого давления оказывается затруднен. При сдвиге цапфы 104 низкого давления вдоль оси газотурбинного двигателя по направлению течения газовых потоков второй подшипник 120 и уплотнительное соединение 122, поддерживаемые цапфой низкого давления, отсоединяются от цапфы 112 высокого давления.
Снятие второго подшипника 120 качения приводит к нарушению центровки вала 114 низкого давления относительно цапфы 112 высокого давления (и, следовательно, относительно турбины 108 высокого давления), так что вал 114 низкого давления после демонтажа турбины 102 низкого давления более не фиксируется в радиальном направлении. Кроме того, снятие уплотнительного соединения 122 приводит к нарушению взаимной герметичности воздушной полости 126а и масляной полости 126b, причем масло попадает в воздушную полость, что приводит к возникновению опасности утечки масла.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается, следовательно, в предложении новой геометрии турбины низкого давления газотурбинного двигателя, которая упрощала бы ее демонтаж и не вызывала бы нарушения центровки турбины высокого давления относительно вала турбины низкого давления и нарушения взаимной герметичности воздушной и масляной полостей.
Для решения поставленной задачи в соответствии с изобретением предлагается турбина низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего турбину высокого давления, расположенную перед турбиной низкого давления по направлению течения газовых потоков, проходящих через газотурбинный двигатель, и кожух коллектора выходящих газов, расположенный за турбиной низкого давления по направлению течения газовых потоков. Турбина низкого давления по изобретению содержит ротор, прикрепленный к цапфе низкого давления, и вал низкого давления, выполненный с возможностью вращения. Данная турбина характеризуется тем, что дополнительно содержит первый подшипник качения, расположенный на валу низкого давления и служащий опорой цапфы высокого давления, к которой прикреплен ротор турбины высокого давления, а также второй подшипник качения, расположенный на цапфе низкого давления за первым подшипником качения и обеспечивающий центровку цапфы низкого давления относительно кожуха коллектора. Турбина по изобретению содержит также систему рифлений, расположенную между первым и вторым подшипниками и обеспечивающую возможность приведения в движение вала низкого давления посредством цапфы низкого давления.
Поскольку первый подшипник качения расположен на валу низкого давления, он не отсоединяется от цапфы высокого давления при удалении цапфы низкого давления. Вследствие этого при демонтаже турбины низкого давления цапфа высокого давления по-прежнему поддерживается первым подшипником качения, что позволяет валу низкого давления оставаться центрированным относительно турбины высокого давления. Таким образом, вал низкого давления всегда остается зафиксированным в радиальном направлении.
Полезное отличие настоящего изобретения заключается также в том, что турбина низкого давления дополнительно содержит уплотнительное соединение, взаимодействующее с цапфой высокого давления. Данное уплотнительное соединение расположено на валу низкого давления перед первым подшипником качения.
Таким образом, поскольку уплотнительное соединение также расположено на валу низкого давления турбины, оно не отсоединяется от цапфы высокого давления при демонтаже цапфы низкого давления. Вследствие этого при демонтаже турбины низкого давления уплотнительное соединение не снимается, и взаимная герметичность воздушной и масляной полостей не нарушается.
Краткое описание чертежей
Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего подробного описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлен один из возможных вариантов осуществления изобретения, не налагающий каких-либо ограничений. На чертежах:
- фиг.1 изображает в продольном разрезе часть турбины низкого давления по изобретению;
- фиг.2 изображает в продольном разрезе часть известной турбины низкого давления.
Осуществление изобретения
На фиг.1 изображена часть турбины низкого давления для газотурбинного двигателя. Представленный газотурбинный двигатель оборудован форсажной системой (с использованием дожигателя). Тем не менее, настоящее изобретение может применяться и к газотурбинным двигателям без форсажной системы.
В соответствии с известным принципом построения газотурбинный двигатель с продольной осью Х-Х содержит, в частности, турбину 10 высокого давления, расположенную на выходе камеры сгорания (не представлена). Турбина 12 низкого давления расположена за турбиной 10 высокого давления по направлению течения газовых потоков, выходящих из камеры сгорания. Газотурбинный двигатель также содержит кожух 14 коллектора выходящих газов, расположенный за турбиной 12 низкого давления.
Турбина 12 низкого давления содержит, в частности, множество рабочих лопаток 16, установленных на диске 18. Рабочие лопатки 16 и диск 18 составляют, таким образом, ротор турбины низкого давления. Диск 18 турбины низкого давления прикреплен к цапфе 20 низкого давления, предназначенной для приведения ротора турбины во вращение.
Аналогичным образом турбина 10 высокого давления содержит множество рабочих лопаток 22, установленных на диске 24. Этот диск прикреплен к цапфе 26 высокого давления, расположенной вдоль продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя между нижним краем диска 24 турбины высокого давления и диском 18 турбины низкого давления.
Ротор турбины 12 низкого давления приводит во вращение вытянутый в продольном направлении вал 28 низкого давления, передний конец которого доходит в аксиальном направлении до кожуха 14 коллектора выходящих газов. Ротор турбины 10 высокого давления приводит во вращение вал высокого давления (не представлен), расположенный вокруг вала низкого давления соосно ему.
Согласно настоящему изобретению первый межвальный подшипник 30 качения установлен на валу 28 низкого давления в качестве опоры вращения цапфы 26 высокого давления. Точнее, подшипник 30 качения расположен на валу низкого давления возле переднего края 20а цапфы 20 низкого давления.
В соответствии с известной технологией первый подшипник 30 состоит из нескольких роликов 30а, заключенных между внутренним кольцом (обоймой) 30b, установленным на валу 28 низкого давления, и внешним кольцом 30с, прикрепленным к цапфе 26 высокого давления. Для смазки и охлаждения подшипника между внутренним и внешним кольцами может впрыскиваться масло.
Также на переднем конце цапфы 20 низкого давления установлен второй подшипник 32 качения. Этот второй подшипник служит в качестве опоры цапфы 20 низкого давления и обеспечивает ее центровку относительно кожуха 14 коллектора.
Как и первый подшипник 30, второй подшипник 32 качения содержит несколько роликов 32а, заключенных между внутренним кольцом 32b, установленным на заднем конце 20b цапфы 20 низкого давления, и внешним кольцом 32 с, прикрепленным к фланцу 14а, который закреплен на кожухе 14 коллектора. Между внутренним и внешним кольцами может также впрыскиваться масло для смазки и охлаждения подшипника.
Кроме того, турбина 12 низкого давления содержит систему рифлений 34, позволяющих ротору низкого давления приводить во вращение вал 28 низкого давления. Например, эта система может быть образована взаимно дополнительными рифлениями, предусмотренными на валу 28 низкого давления и на цапфе 20 низкого давления. Рифления расположены в аксиальном направлении между первым подшипником 30 качения и вторым подшипником 32 качения.
Полезное отличие настоящего изобретения заключается в том, что турбина 12 низкого давления дополнительно содержит уплотнительное соединение 36, взаимодействующее с цапфой 26 высокого давления и расположенное на валу 28 низкого давления перед первым подшипником 30 качения. Уплотнительное соединение 36 может быть выполнено, например, из углерода.
Уплотнительное соединение 36 в сочетании с фланцем 38, расположенным продольно между цапфой 26 высокого давления и цапфой 20 низкого давления, позволяет обеспечить взаимную герметичность передней воздушной полости 40а и задней масляной полости 40b газотурбинного двигателя.
Конструкция, содержащая уплотнительное соединение 36, первый подшипник 30 качения, цапфу 20 низкого давления и второй подшипник 32 качения, фиксируется относительно продольного смещения на валу 28 низкого давления при помощи гайки 42, плотно навинченной на задний конец 28а вала 28 низкого давления.
Опишем теперь способ демонтажа вышеописанной турбины низкого давления, например, в ходе работ по обслуживанию ротора низкого давления. Эта операция демонтажа осуществляется по направлению течения газовых потоков через газотурбинный двигатель.
Сначала снимают кожух 14 коллектора, сдвигая его продольно по направлению течения газовых потоков до тех пор, пока он не окажется вынутым из газотурбинного двигателя. После этого снимают гайку 42, навинченную на задний конец 28а вала 28 низкого давления, и отсоединяют от цапфы низкого давления второй подшипник 32 качения. После снятия этих элементов может быть снята турбина 12 низкого давления. Эта операция производится путем ее сдвига в продольном направлении к переднему краю цапфы 20 низкого давления, на которой закреплен ротор низкого давления (рабочие лопатки 16 и диск 18).
Поскольку первый подшипник 30 качения установлен на валу 28 низкого давления перед цапфой 20 низкого давления, он не отсоединяется от вала низкого давления и от цапфы 26 высокого давления. Вследствие этого цапфа 26 высокого давления по-прежнему поддерживается первым подшипником качения. Благодаря этому центровка вала 28 низкого давления относительно турбины 10 высокого давления в процессе демонтажа турбины низкого давления не нарушается. Тем самым облегчается демонтаж турбины низкого давления.
Аналогичным образом, поскольку уплотнительное соединение 36 установлено на валу 28 низкого давления перед первым подшипником 30 качения (и, следовательно, перед цапфой 20 низкого давления), оно также не отсоединяется от вала 28 низкого давления и от цапфы 26 высокого давления и по-прежнему может обеспечивать герметичность. Это предотвращает попадание масла из масляной полости 40b в воздушную полость 40а в процессе демонтажа турбины низкого давления.
Помимо облегчения демонтажа турбины низкого давления, настоящее изобретение позволяет аналогичным образом упростить монтаж турбины низкого давления (например, по завершении работ по обслуживанию ротора).
Действительно, поскольку вал 28 низкого давления уже отцентрован (т.е. зафиксирован в радиальном направлении), установка турбины 12 низкого давления значительно упрощается, причем не возникает необходимости воздействовать на элементы турбины высокого давления. Для осуществления операции монтажа турбину 12 низкого давления устанавливают соосно с турбиной 10 высокого давления на некотором расстоянии от нее, после чего турбину надевают на вал 28 низкого давления таким образом, чтобы рифления 34 турбины правильным образом сцепились с дополнительными к ним рифлениями 34 вала низкого давления. После этого турбину 12 низкого давления сдвигают в продольном направлении в сторону турбины 10 высокого давления до тех пор, пока передний край 20а цапфы 20 низкого давления не упрется во внутреннее кольцо первого подшипника 30 качения. Ролики 32а второго подшипника 32 качения оказываются благодаря этому правильным образом вставлены во внешнее кольцо 32с, прикрепленное к фланцу 14а кожуха 14 коллектора, и вся конструкция фиксируется при помощи гайки 42.
Обеспечиваемое изобретением упрощение монтажа и демонтажа турбины низкого давления приводит, в частности, к снижению стоимости обслуживания газотурбинного двигателя.
Кроме того, по сравнению с известными турбинами низкого давления турбина низкого давления по изобретению обладает преимуществом меньшей массы, что позволяет уменьшить общую массу газотурбинного двигателя и сократить расходы на его изготовление.

Claims (2)

1. Турбина (12) низкого давления газотурбинного двигателя, содержащего турбину (10) высокого давления, расположенную перед турбиной (12) низкого давления по направлению течения газовых потоков, проходящих через газотурбинный двигатель, и кожух (14) коллектора выходящих газов, расположенный за турбиной (12) низкого давления по направлению течения указанных газовых потоков, причем турбина (12) низкого давления содержит ротор (16, 18), прикрепленный к цапфе (20) низкого давления, и выполненный с возможностью вращения вал (28) низкого давления, отличающаяся тем, что турбина низкого давления дополнительно содержит первый подшипник (30) качения, расположенный на валу (28) низкого давления и служащий опорой цапфы (26) высокого давления, к которой прикреплен ротор (22, 24) турбины (10) высокого давления, второй подшипник (32) качения, расположенный на цапфе (20) низкого давления за первым подшипником (30) качения и обеспечивающий центровку цапфы (20) низкого давления относительно кожуха (14) коллектора, и систему рифлений (34), расположенную между первым и вторым подшипниками (30, 32) и обеспечивающую возможность приведения в движение вала (28) низкого давления посредством цапфы (20) низкого давления.
2. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит уплотнительное соединение (36), взаимодействующее с цапфой (26) высокого давления и расположенное на валу (28) низкого давления перед первым подшипником (30) качения.
RU2004122582/06A 2003-08-05 2004-07-26 Турбина низкого давления газотурбинного двигателя RU2342547C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309642A FR2858649B1 (fr) 2003-08-05 2003-08-05 Turbine basse-pression de turbomachine
FR0309642 2003-08-05

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004122582A RU2004122582A (ru) 2006-01-20
RU2342547C2 true RU2342547C2 (ru) 2008-12-27

Family

ID=33548304

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004122582/06A RU2342547C2 (ru) 2003-08-05 2004-07-26 Турбина низкого давления газотурбинного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7097415B2 (ru)
EP (1) EP1505264B1 (ru)
JP (1) JP2005054781A (ru)
CA (1) CA2475140C (ru)
DE (1) DE602004002049T2 (ru)
FR (1) FR2858649B1 (ru)
RU (1) RU2342547C2 (ru)
UA (1) UA82185C2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2482303C1 (ru) * 2011-12-22 2013-05-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя
RU2506427C1 (ru) * 2012-11-07 2014-02-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Ротор турбины газотурбинного двигателя
RU2525383C1 (ru) * 2013-04-16 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Опора турбины

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2878287B1 (fr) * 2004-11-25 2009-05-22 Snecma Moteurs Sa Turboreacteur double corps double flux avec generateur de courant electrique arriere
GB0502324D0 (en) * 2005-03-14 2005-03-16 Rolls Royce Plc A multi-shaft arrangement for a turbine engine
JP4622654B2 (ja) 2005-04-25 2011-02-02 ソニー株式会社 復号装置および復号方法
FR2890110B1 (fr) * 2005-08-26 2007-11-02 Snecma Procede d'assemblage d'une turbomachine
FR2896537B1 (fr) * 2006-01-24 2011-07-29 Snecma Turbomachine a generateur-demarreur integre
US20080075590A1 (en) 2006-09-27 2008-03-27 Thomas Ory Moniz Gas turbine engine assembly and method of assembling same
DE102007023380A1 (de) * 2007-05-18 2008-11-20 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine
FR2917783B1 (fr) * 2007-06-25 2013-04-12 Snecma Systeme de liaison d'arbre moteur avec ecrou auto-extracteur
US7942635B1 (en) * 2007-08-02 2011-05-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Twin spool rotor assembly for a small gas turbine engine
US8511986B2 (en) 2007-12-10 2013-08-20 United Technologies Corporation Bearing mounting system in a low pressure turbine
FR2927366B1 (fr) * 2008-02-13 2013-07-05 Snecma Dispositif de recuperation d'huile.
US8245518B2 (en) * 2008-11-28 2012-08-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system for gas turbine engine
FR2966200B1 (fr) * 2010-10-13 2016-02-12 Turbomeca Architecture de turbine a gaz, en particulier de turbomoteur, sans palier dans la zone inter-turbines
US8834095B2 (en) * 2011-06-24 2014-09-16 United Technologies Corporation Integral bearing support and centering spring assembly for a gas turbine engine
US9506402B2 (en) 2011-07-29 2016-11-29 United Technologies Corporation Three spool engine bearing configuration
FR2985766B1 (fr) * 2012-01-16 2016-07-22 Snecma Agencement pour le guidage de l'ecoulement d'un liquide par rapport au rotor d'une turbomachine
US9476320B2 (en) 2012-01-31 2016-10-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine aft bearing arrangement
US9328626B2 (en) * 2012-08-21 2016-05-03 United Technologies Corporation Annular turbomachine seal and heat shield
FR3007069B1 (fr) * 2013-06-12 2015-07-17 Snecma Tourillon pour turbine haute pression, et turboreacteur incluant un tel tourillon
RU2535796C1 (ru) * 2013-11-14 2014-12-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя
RU2535518C1 (ru) * 2013-12-03 2014-12-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Маслосистема энергетической газотурбинной установки
US9932858B2 (en) 2015-07-27 2018-04-03 General Electric Company Gas turbine engine frame assembly
US9995175B2 (en) 2016-06-29 2018-06-12 General Electric Company System and method for gas bearing support of turbine
US10247017B2 (en) 2016-06-29 2019-04-02 General Electric Company System and method for gas bearing support of turbine
FR3062688B1 (fr) * 2017-02-07 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Agencement d'assemblage d'un disque de turbine a une bride d'un tourillon dans un turboreacteur
FR3106153B1 (fr) 2020-01-10 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Dispositif pour le désengagement de turbine en survitesse de turbomachine
FR3132930B1 (fr) 2022-02-22 2024-01-12 Safran Aircraft Engines Turbomachine pour aéronef

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844110A (en) * 1973-02-26 1974-10-29 Gen Electric Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system
FR2518650B1 (fr) * 1981-12-22 1986-05-30 Snecma Dispositif de pilotage des jeux d'un palier inter-arbres de turbomachine multi-corps
FR2633023B1 (fr) * 1988-06-15 1992-11-27 Snecma Dispositif et procede d'accouplement d'un arbre de turbine sur un tourillon
FR2644844B1 (fr) * 1989-03-23 1994-05-06 Snecma Suspension du rotor de la turbine basse pression d'une turbomachine a double corps
US5443590A (en) * 1993-06-18 1995-08-22 General Electric Company Rotatable turbine frame

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2482303C1 (ru) * 2011-12-22 2013-05-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Передняя опора ротора турбины низкого давления двухвального газотурбинного двигателя
RU2506427C1 (ru) * 2012-11-07 2014-02-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Ротор турбины газотурбинного двигателя
RU2525383C1 (ru) * 2013-04-16 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Опора турбины

Also Published As

Publication number Publication date
FR2858649A1 (fr) 2005-02-11
RU2004122582A (ru) 2006-01-20
UA82185C2 (ru) 2008-03-25
CA2475140A1 (fr) 2005-02-05
FR2858649B1 (fr) 2005-09-23
EP1505264A1 (fr) 2005-02-09
US7097415B2 (en) 2006-08-29
EP1505264B1 (fr) 2006-08-23
JP2005054781A (ja) 2005-03-03
DE602004002049D1 (de) 2006-10-05
DE602004002049T2 (de) 2007-03-15
US20050089399A1 (en) 2005-04-28
CA2475140C (fr) 2011-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2342547C2 (ru) Турбина низкого давления газотурбинного двигателя
CN101845996B (zh) 用于在燃气轮机中减少二次空气流的装置和***
US8911204B2 (en) Gas turbine engine front center body architecture
JPS60243327A (ja) 軸流ガスタービンエンジン
RU2532868C2 (ru) Направляющий аппарат турбины для газотурбинного двигателя, сектор направляющего аппарата, непрерывный кольцевой кронштейн, турбина низкого давления газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
CA2524113C (en) Gas turbine engine and method of assembling same
US7828521B2 (en) Turbine module for a gas-turbine engine
CN105745400A (zh) 在具有减速齿轮的涡轮喷气发动机的模块化拆卸期间密封的前罩壳
EP3693552B1 (en) Fluid transfer assembly for gas turbine engine
JP2006125386A (ja) 二重反転タービンエンジン及びそれを組立てる方法
CN102852566A (zh) 涡轮机密封***
MXPA06010052A (es) Calzas interiores de carcasa de proteccion para turbina de gas.
JP2015503701A (ja) 高温気体膨張装置の入口ケーシング組立体及び方法
US20160177960A1 (en) Dual thrust bearing for a turbocharger
US6752589B2 (en) Method and apparatus for retrofitting a steam turbine and a retrofitted steam turbine
EP3748129B1 (en) Translating fluid coupling device
RU2490476C2 (ru) Направляющая ступень компрессора газотурбинного двигателя с лопатками с изменяемым углом установки и газотурбинный двигатель
RU2632066C2 (ru) Устройство для обеспечения уплотнения между коаксиальными валами турбомашины
US10202858B2 (en) Reconfiguring a stator vane structure of a turbine engine
RU2180043C2 (ru) Одновальная газотурбинная установка
RU2669120C2 (ru) Способ технического обслуживания газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель
JP4034238B2 (ja) ガスタービン及びその組立方法
US11168828B2 (en) Gas turbine engine casing arrangement
US20220178331A1 (en) Gas turbine for twin-rotor aircraft
US20240102397A1 (en) Turbine stator assembly with a radial degree of freedom between a guide vane assembly and a sealing ring

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner