RU2605161C1 - Gas turbine engine shaft line and its assembly method - Google Patents

Gas turbine engine shaft line and its assembly method Download PDF

Info

Publication number
RU2605161C1
RU2605161C1 RU2015146712/06A RU2015146712A RU2605161C1 RU 2605161 C1 RU2605161 C1 RU 2605161C1 RU 2015146712/06 A RU2015146712/06 A RU 2015146712/06A RU 2015146712 A RU2015146712 A RU 2015146712A RU 2605161 C1 RU2605161 C1 RU 2605161C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
intermediate support
gas turbine
turbine engine
housing
bearing
Prior art date
Application number
RU2015146712/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Рафис Зафарович Хасанов
Ольга Владимировна Хасанова
Алексей Викторович Микрюков
Original Assignee
Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
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 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") filed Critical Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Priority to RU2015146712/06A priority Critical patent/RU2605161C1/en
Priority to PCT/RU2016/000714 priority patent/WO2017074223A1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2605161C1 publication Critical patent/RU2605161C1/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mounting Of Bearings Or Others (AREA)

Abstract

FIELD: engines.
SUBSTANCE: invention relates to engines production, namely, to design of gas turbine engine drive units boxes drive, and can be used in aircraft and ground application gas turbine engines. Gas turbine engine shaft duct includes intermediate support, placed inside separating housing in interloop space between gas turbine engine inner and outer loops. Intermediate support comprises bearing housing, on which supporting roller with bearing is attached and intermediate support cover. Between bearing housing and intermediate support cover o-rings are mounted. Bearing housing is fixed with intermediate support cover and with separating housing by fasteners. During gas turbine engine shaft line assembly intermediate support is assembled, securing roller with bearing on bearing housing. Then intermediate support is inserted inside separating housing in interloop space between gas turbine engine inner and outer loops through separating housing bushing part rear flange. Then on bearing housing intermediate support cover is put. Afterwards attaching bearing housing with intermediate support cover and with separating housing by fasteners.
EFFECT: group of inventions allows to improve gas turbine engine shaft line reliability, as well as simplify shaft line assembly and improve its quality.
2 cl, 3 dwg

Description

Изобретения относятся к двигателестроению, а именно к конструкциям привода коробок приводных агрегатов газотурбинного двигателя, и могут быть использованы в газотурбинных двигателях авиационного и наземного применения.The invention relates to engine building, namely, to designs of drive boxes of drive units of a gas turbine engine, and can be used in gas turbine engines for aircraft and ground applications.

Известна конструкция подшипникового узла валопровода газотурбинного двигателя, включающего промежуточную опору с подшипниковым узлом (патент US №4566269, F02C 7/32, опубл. 28.01.1986).The known design of the bearing assembly of the shaft of a gas turbine engine, including an intermediate support with a bearing assembly (US patent No. 4566269, F02C 7/32, publ. 01/28/1986).

Недостатком известной конструкции является недостаточная герметичность масляной полости, что ухудшает надежность конструкции, а также невозможность монтирования промежуточной опоры без полной разборки двигателя.A disadvantage of the known design is the lack of tightness of the oil cavity, which impairs the reliability of the design, as well as the inability to mount an intermediate support without completely disassembling the engine.

Наиболее близким к заявляемому устройству является валопровод газотурбинного двигателя, включающий промежуточную опору, размещенную внутри разделительного корпуса в межконтурном пространстве между внутренним и наружным контурами газотурбинного двигателя и содержащую корпус подшипника, на котором закреплен валик с подшипником, крышку промежуточной опоры (патент US №3907386, F01D 25/16, F02C 7/06, 7/32, опубл. 23.09.1975).Closest to the claimed device is a shaft turbine of a gas turbine engine, comprising an intermediate support located inside the separation housing in the inter-circuit space between the internal and external circuits of the gas turbine engine and comprising a bearing housing on which a roller with a bearing is fixed, an intermediate support cover (US patent No. 3907386, F01D 25/16, F02C 7/06, 7/32, publ. 09/23/1975).

Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является то, что подшипниковый узел промежуточной опоры в работе не гарантирует обеспечение полной герметичности, так как отсутствуют элементы уплотнения в соединениях его конструктивных деталей, а имеющиеся недочеты в конструкции затрудняют сборку и точность сборки устройства, что уменьшает его надежность и может привести к поломке в процессе работы.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is that the bearing assembly of the intermediate support in operation does not guarantee full tightness, since there are no sealing elements in the joints of its structural parts, and existing flaws in the design make it difficult to assemble and assemble the device, which reduces it reliability and can lead to breakage during operation.

Технический результат заявляемой конструкции заключается в повышении надежности валопровода газотурбинного двигателя, а также упрощении сборки валопровода и повышении ее качества.The technical result of the claimed design is to increase the reliability of the shafting of a gas turbine engine, as well as simplifying the assembly of the shafting and improving its quality.

Указанный технический результат достигается тем, что в валопроводе газотурбинного двигателя, включающем промежуточную опору, размещенную внутри разделительного корпуса в межкотурном пространстве между внутренним и наружным контурами газотурбинного двигателя и содержащую корпус подшипника, на котором закреплен валик с подшипником, крышку промежуточной опоры, между корпусом подшипника и крышкой промежуточной опоры установлены уплотнительные кольца, а корпус подшипника закреплен с крышкой промежуточной опоры и с разделительным корпусом посредством крепежных элементов.The specified technical result is achieved by the fact that in the shafting of the gas turbine engine, including an intermediate support located inside the separation housing in the inter-space between the internal and external circuits of the gas turbine engine and comprising a bearing housing on which a roller with a bearing is fixed, an intermediate support cover, between the bearing housing and O-rings are installed on the cover of the intermediate support, and the bearing housing is fixed with the cover of the intermediate support and with a separation housing mustache by means of fasteners.

Установка уплотнительных колец между корпусом подшипника и крышкой промежуточной опоры обеспечивает герметичность масляной опоры, а закрепление корпуса подшипника с крышкой промежуточной опоры и с разделительным корпусом посредством крепежных элементов обеспечивает надежную фиксацию конструктивных элементов устройства, что повышает надежность работы валопровода газотурбинного двигателя. При этом заявленное выполнение конструктивных элементов валопровода позволяет также упростить и повысить качество сборки устройства за счет обеспечения свободного доступа ко всем конструктивным элементам и исключения полной разборки газотурбинного двигателя при монтаже (демонтаже) валопровода.The installation of o-rings between the bearing housing and the cover of the intermediate support ensures the tightness of the oil support, and the fixing of the bearing housing with the cover of the intermediate support and the separation housing by means of fasteners provides reliable fixation of the structural elements of the device, which increases the reliability of the shaft of the gas turbine engine. At the same time, the claimed implementation of the structural elements of the shaft line can also simplify and improve the quality of the assembly of the device by providing free access to all structural elements and eliminating the complete disassembly of the gas turbine engine during installation (dismantling) of the shaft line.

Известен способ сборки валопровода газотурбинного двигателя, включающий выполнение монтажно-сборочных работ, при которых смещают промежуточную опору со шлицевым валиком вниз, освобождая центральный привод, и вверх - освобождая корпус наружный, после чего осуществляют монтаж самой промежуточной опоры с валиком. Выполнение данных операций возможно благодаря наличию в конструкции устройства плавающей втулки (патент US №4566269, F02C 7/32, опубл. 28.01.1986).A known method of assembling a shaft line of a gas turbine engine, including installation and assembly work, in which the intermediate support is displaced with a splined roller down, freeing the central drive, and upward, freeing the outer casing, after which the intermediate support is mounted with the roller. Performing these operations is possible due to the presence of a floating sleeve in the design of the device (US patent No. 4566269, F02C 7/32, publ. 28.01.1986).

Недостатком известной конструкции является невозможность монтажа (демонтажа) промежуточной опоры валопровода без полной разборки газотурбинного двигателя.A disadvantage of the known design is the inability to install (dismantle) the intermediate shaft support without completely disassembling the gas turbine engine.

Наиболее близким к заявляемому устройству является способ валопровода газотурбинного двигателя, включающий выполнение монтажно-сборочных работ (патент US №3907386, F01D 25/16, F02C 7/06, 7/32, опубл. 23.09.1975), выполнение которых не требует полной разборки газотурбинного двигателя.Closest to the claimed device is a shaft drive method for a gas turbine engine, including installation and assembly work (US patent No. 3907386, F01D 25/16, F02C 7/06, 7/32, publ. 09/23/1975), the implementation of which does not require complete disassembly gas turbine engine.

Недостатками известного способа является то, что при монтаже валопровода, в начальный момент вращения резьбовой муфты не исключена возможность проворота верхнего кольца за счет трения в резьбе, что может привести к несовпадению направляющего устройства в верхнем кольце и позиционного отверстия в корпусе. Операция выполняется «вслепую», т.е. сборщик не может гарантировать попадание направляющего устройства в отверстие верхнего кольца. При непопадании направляющего устройства в отверстие и дальнейшем закручивании гайки происходит нерасчетное сжатие сильфона, что может привести к его поломке.The disadvantages of this method is that when mounting the shaft, at the initial moment of rotation of the threaded coupling, it is possible that the upper ring can rotate due to friction in the thread, which can lead to mismatch of the guide device in the upper ring and the position hole in the housing. The operation is performed “blindly”, i.e. the collector cannot guarantee that the guide device will enter the opening of the upper ring. If the guiding device does not fall into the hole and the nut is further tightened, the bellows are calculated uncontrollably, which can lead to breakage.

Технический результат заявляемой конструкции заключается в повышении надежности валопровода газотурбинного двигателя, а также упрощении сборки валопровода и повышении ее качества.The technical result of the claimed design is to increase the reliability of the shafting of a gas turbine engine, as well as simplifying the assembly of the shafting and improving its quality.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе сборки валопровода газотурбинного двигателя, включающем выполнение монтажно-сборочных работ, сначала собирают промежуточную опору, закрепив валик с подшипником на корпусе подшипника, затем промежуточную опору вставляют внутрь разделительного корпуса в межконтурное пространство между внутренним и наружным контурами газотурбинного двигателя через задний фланец втулочной части разделительного корпуса, а далее на корпус подшипника надевают крышку промежуточной опоры, после чего закрепляют корпус подшипника с крышкой промежуточной опоры и с разделительным корпусом посредством крепежных элементов.The specified technical result is achieved by the fact that in the method of assembling the shaft line of the gas turbine engine, including the installation and assembly work, the intermediate support is first assembled by securing the roller with the bearing on the bearing housing, then the intermediate support is inserted inside the separation housing into the intercontour space between the inner and outer contours of the gas turbine the engine through the rear flange of the sleeve part of the separation housing, and then on the bearing housing put on the cover of the intermediate support, pos then fix the bearing housing with the cover of the intermediate support and with the separation housing by means of fasteners.

Заявленный способ позволяет упростить и повысить качество сборки устройства за счет обеспечения свободного доступа ко всем конструктивным элементам и исключения полной разборки газотурбинного двигателя при монтаже (демонтаже) валопровода, что, в свою очередь, повышает надежность валопровода газотурбинного двигателя.The claimed method allows to simplify and improve the quality of the assembly of the device by providing free access to all structural elements and eliminating the complete disassembly of the gas turbine engine during installation (dismantling) of the shaft line, which, in turn, increases the reliability of the shaft line of a gas turbine engine.

Предлагаемая конструкция валопровода газотурбинного двигателя и способ его изготовления поясняются следующими схематичными чертежами.The proposed design of the shafting of a gas turbine engine and the method of its manufacture are illustrated by the following schematic drawings.

На фиг. 1 изображен общий вид валопровода газотурбинного двигателя.In FIG. 1 shows a General view of the shafting of a gas turbine engine.

На фиг. 2 представлен элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.In FIG. 2 shows element I in FIG. 1 enlarged view.

На фиг. 3 показан порядок сборки валопровода.In FIG. 3 shows the assembly procedure of the shaft line.

Валопровод газотурбинного двигателя (фиг. 1, 2) включает в себя промежуточную опору 1, размещенную внутри разделительного корпуса 2 в межконтурном пространстве 3, образованном внутренним 4 и наружным 5 контурами газотурбинного двигателя. Промежуточная опора 1 содержит корпус 6 подшипника, на котором закреплен валик 7 с подшипником 8, крышку 9. Корпус 6 подшипника закреплен с крышкой 9 промежуточной опоры 1 и с разделительным корпусом 2 (стенками разделительного корпуса 2) посредством соответствующих крепежных элементов 10 и 11, выполненных, например, в виде винтов. Валик 7 закреплен с корпусом 6 подшипника 8 с помощью крепежных элементов 12 и 13.The shaft drive of the gas turbine engine (Fig. 1, 2) includes an intermediate support 1 located inside the separation housing 2 in the inter-circuit space 3 formed by the inner 4 and outer 5 circuits of the gas turbine engine. The intermediate support 1 comprises a bearing housing 6, on which a roller 7 with a bearing 8 is fixed, a cover 9. The bearing housing 6 is fixed with a cover 9 of the intermediate support 1 and with a separation housing 2 (walls of the separation housing 2) by means of corresponding fastening elements 10 and 11 made , for example, in the form of screws. The roller 7 is fixed to the housing 6 of the bearing 8 using fasteners 12 and 13.

Герметизацию внутренней масляной полости 14 разделительного корпуса 2 обеспечивают уплотнительные кольца 15 и 16, расположенные между крышкой 9 промежуточной опоры 1 и корпусом 6 подшипника. Точность ориентации положения конструктивных элементов промежуточной опоры 1 обеспечивается штифтами 17 и 18, посадками корпуса подшипника 6 в крышку 9, крышки 9 в разделительный корпус 2 и точностью изготовления размеров: L1 - в разделительном корпусе 2, L2 - в крышке 9 промежуточной опоры 1, L3 - в корпусе 6 подшипника.The sealing of the internal oil cavity 14 of the separation housing 2 is provided by the sealing rings 15 and 16 located between the cover 9 of the intermediate support 1 and the bearing housing 6. The accuracy of the orientation of the structural elements of the intermediate support 1 is provided by pins 17 and 18, the bearing housing 6 fits into the cover 9, the cover 9 into the separation housing 2 and the dimensional accuracy: L1 - in the separation housing 2, L2 - in the cover 9 of the intermediate support 1, L3 - in the bearing housing 6.

Сборка валопровода газотурбинного двигателя осуществляется следующим образом.Assembling the shaft of a gas turbine engine is as follows.

Способ сборки валопровода газотурбинного двигателя включает выполнение ряда монтажно-сборочных работ (см. фиг. 3). На первом этапе собирают конструктивные части промежуточной опоры 1 (без крышки 9), закрепив валик 7 на корпусе 6 подшипника 8 с помощью крепежных элементов 12 и 13. Затем собранную промежуточную опору 1 через задний фланец 19 втулочной части 20 разделительного корпуса 2 вставляют внутрь разделительного корпуса 2 в межконтурное пространство 3 между внутренним 4 и наружным 5 контурами газотурбинного двигателя. Далее на корпус 6 подшипника 8 надевают крышку 9 промежуточной опоры 1. После этого закрепляют корпус 6 подшипника 8 с крышкой 9 промежуточной опоры 1 и с разделительным корпусом 2 посредством крепежных элементов 10 и 11.A method of assembling a shaft line of a gas turbine engine includes performing a number of assembly and assembly operations (see. Fig. 3). At the first stage, the structural parts of the intermediate support 1 are assembled (without the cover 9), fixing the roller 7 on the bearing housing 6 with the help of fasteners 12 and 13. Then the assembled intermediate support 1 is inserted into the separation housing through the rear flange 19 of the sleeve part 20 of the separation housing 2 2 into the inter-circuit space 3 between the inner 4 and outer 5 circuits of the gas turbine engine. Next, on the housing 6 of the bearing 8 put on the cover 9 of the intermediate support 1. Then fix the housing 6 of the bearing 8 with the cover 9 of the intermediate support 1 and with the separation housing 2 by means of fasteners 10 and 11.

Claims (2)

1. Валопровод газотурбинного двигателя, включающий промежуточную опору, размещенную внутри разделительного корпуса в межконтурном пространстве между внутренним и наружным контурами газотурбинного двигателя и содержащую корпус подшипника, на котором закреплен валик с подшипником, крышку промежуточной опоры, отличающийся тем, что между корпусом подшипника и крышкой промежуточной опоры установлены уплотнительные кольца, а корпус подшипника закреплен с крышкой промежуточной опоры и с разделительным корпусом посредством крепежных элементов.1. Shaft of a gas turbine engine, comprising an intermediate support located inside the separation housing in the intercontour space between the internal and external circuits of the gas turbine engine and comprising a bearing housing on which a roller with a bearing is fixed, an intermediate support cover, characterized in that between the bearing housing and the intermediate cover the bearings are fitted with o-rings, and the bearing housing is secured with the cover of the intermediate support and with the separation housing by means of fixing elements entov. 2. Способ сборки валопровода газотурбинного двигателя, включающий выполнение монтажно-сборочных работ, отличающийся тем, что сначала собирают промежуточную опору, закрепив валик с подшипником на корпусе подшипника, затем промежуточную опору вставляют внутрь разделительного корпуса в межконтурное пространство между внутренним и наружным контурами газотурбинного двигателя через задний фланец втулочной части разделительного корпуса, а далее на корпус подшипника надевают крышку промежуточной опоры, после чего закрепляют корпус подшипника с крышкой промежуточной опоры и с разделительным корпусом посредством крепежных элементов. 2. A method of assembling a shaft line of a gas turbine engine, including installation and assembly work, characterized in that the intermediate support is first assembled by securing the roller with the bearing on the bearing housing, then the intermediate support is inserted inside the separation housing into the intercontour space between the internal and external circuits of the gas turbine engine the rear flange of the sleeve part of the separation housing, and then on the bearing housing put on the cover of the intermediate support, after which the bearing housing is fixed ika with intermediate support and cover with a separating body by fasteners.
RU2015146712/06A 2015-10-29 2015-10-29 Gas turbine engine shaft line and its assembly method RU2605161C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015146712/06A RU2605161C1 (en) 2015-10-29 2015-10-29 Gas turbine engine shaft line and its assembly method
PCT/RU2016/000714 WO2017074223A1 (en) 2015-10-29 2016-10-19 Gas turbine engine shaft assembly and method of assembling same

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015146712/06A RU2605161C1 (en) 2015-10-29 2015-10-29 Gas turbine engine shaft line and its assembly method

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2605161C1 true RU2605161C1 (en) 2016-12-20

Family

ID=58630726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015146712/06A RU2605161C1 (en) 2015-10-29 2015-10-29 Gas turbine engine shaft line and its assembly method

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2605161C1 (en)
WO (1) WO2017074223A1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4566269A (en) * 1983-10-11 1986-01-28 United Technologies Corporation Jet engine removable support assembly
RU2442000C2 (en) * 2006-10-13 2012-02-10 Снекма Double-flow turbojet engine with the intermediate jacket, with the drive shaft of transfer gearbox for turbojet engine accessory drive
WO2013004964A1 (en) * 2011-07-04 2013-01-10 Snecma Turbine engine drive shaft device
US20130319140A1 (en) * 2011-02-21 2013-12-05 Snecma Driveshaft for the gearbox of auxiliary machines of a turbojet engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4566269A (en) * 1983-10-11 1986-01-28 United Technologies Corporation Jet engine removable support assembly
RU2442000C2 (en) * 2006-10-13 2012-02-10 Снекма Double-flow turbojet engine with the intermediate jacket, with the drive shaft of transfer gearbox for turbojet engine accessory drive
US20130319140A1 (en) * 2011-02-21 2013-12-05 Snecma Driveshaft for the gearbox of auxiliary machines of a turbojet engine
WO2013004964A1 (en) * 2011-07-04 2013-01-10 Snecma Turbine engine drive shaft device

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
П.И.ОРЛОВ, Основы конструирования, Москва, "Машиностроение", 1988, том 1, стр. 508-513, рис. 723. *

Also Published As

Publication number Publication date
WO2017074223A1 (en) 2017-05-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9689314B2 (en) Intermediate casing for turbomachine and accessory gearbox drive assembly
RU2324832C2 (en) Device for restraint and arrangement of auxiliary equipment in turbojet engine with primary and secondary air outflow and removable panel
US9856746B2 (en) Heatshield discourager seal for a gas turbine engine
CA3040329C (en) Rotor centralization for turbine engine assembly
RU2664726C1 (en) Device for centring and guiding rotation of turbine engine shaft including improved means for retaining external bearing ring
JP2016508198A (en) Multi-piece frame for turbine exhaust case
US20110085897A1 (en) Casing comprising a peripheral shroud for a turbomachine rotor
RU2700216C2 (en) Engine test casing for gas turbine engine on test bench and gas turbine engine test method
US20120282082A1 (en) Gas-turbine balancing device
UA80949C2 (en) Normal;heading 1;heading 2;DEVICE FOR CONTROLLING VARIABLE-PITCH VANES IN A TURBOMACHINE
RU2605161C1 (en) Gas turbine engine shaft line and its assembly method
BR102012024669B1 (en) gas turbine engine, and, method for maintaining a gas turbine engine
US10316749B2 (en) Conduit for guiding low pressure compressor inner diameter shroud motion
US20150345334A1 (en) Turbine exhaust case multi-piece framed
US9890658B2 (en) Fixation device for turbine and method for applying fixation
US9528441B2 (en) Aircraft turbofan comprising an intermediate ring with simplified downstream support
US10352326B2 (en) Assembly for an engine which can define a blade break-off test device
US20190101026A1 (en) Arm for turbomachine casing comprising a body and a removable part
RU2706855C2 (en) Gas turbine engine built inside reduction gear housing
RU2566869C2 (en) Turbo machine with vertical rotor
US20180016941A1 (en) Assembly for supporting an annulus
EP3309367B1 (en) Gas turbine
RU212310U1 (en) Helicopter gas turbine engine output device
US20160376925A1 (en) Seal support structures for turbomachines
JP6736301B2 (en) Combustor rear mounting assembly

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20180706

QB4A Licence on use of patent

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20180924

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20190903

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20191120

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20201019

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20210115

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210325

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210520

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20210701

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20211018

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20220426