RU2665572C2 - Зубчатый вентилятор, содержащий внутренний компрессор противоположного вращения - Google Patents

Зубчатый вентилятор, содержащий внутренний компрессор противоположного вращения Download PDF

Info

Publication number
RU2665572C2
RU2665572C2 RU2015106429A RU2015106429A RU2665572C2 RU 2665572 C2 RU2665572 C2 RU 2665572C2 RU 2015106429 A RU2015106429 A RU 2015106429A RU 2015106429 A RU2015106429 A RU 2015106429A RU 2665572 C2 RU2665572 C2 RU 2665572C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fan
shaft
gas turbine
attached
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2015106429A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015106429A (ru
Inventor
Джон В. МАГОВАН
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
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн
Publication of RU2015106429A publication Critical patent/RU2015106429A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2665572C2 publication Critical patent/RU2665572C2/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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F02K3/072—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
    • 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)

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит секцию (22) вентилятора, вал (40), выполненный с возможностью вращения относительно корпуса (64) вентилятора вокруг центральной оси (А) двигателя, зубчатую конструкцию (48), компрессор (44), неподвижную конструкцию (80) и по меньшей мере один опорный подшипник (82) вентилятора, поддерживающий втулку (60) вентилятора для вращения относительно неподвижной конструкции (80). Зубчатая конструкция (48) содержит солнечную шестерню (84), приводимую в движение валом (40), множество шестерен (86) звездного типа, которые опираются на водило, прикрепленное к неподвижной конструкции (80), и находятся в зацепляющем взаимодействии с солнечной шестерней (84), и наружную кольцевую шестерню (90), находящуюся в зацепляющем взаимодействии с шестернями (86) звездного типа. Втулка (60) вентилятора содержит множество стоек (92) привода вентилятора, расположенных радиально снаружи от наружной кольцевой шестерни (90). Наружная кольцевая шестерня (90) обеспечивает прямую передачу мощности на множество стоек (92) привода вентилятора. Изобретение направлено на уменьшение веса и общей длины двигателя в осевом направлении. 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Область техники
[0001] Газотурбинный двигатель содержит секцию вентилятора, секцию компрессора, секцию камеры сгорания и секцию турбины. Секция вентилятора нагнетает воздух по каналу потока наружного контура, а секция компрессора нагнетает воздух по каналу потока внутреннего контура для сжатия и сообщения с секцией камеры сгорания, а затем расширения через секцию турбины.
[0002] Двигатель обычно содержит низкоскоростной вал и высокоскоростной вал, прикрепленные с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси двигателя относительно неподвижной конструкции двигателя через несколько систем подшипников. Высокоскоростной вал обеспечивает взаимное соединение компрессора высокого давления и турбины высокого давления. Низкоскоростной вал обеспечивает взаимное соединение вентилятора, компрессора низкого давления и турбины низкого давления. В одном примере низкоскоростной вал присоединен к вентилятору через зубчатую конструкцию для приведения в движение вентилятора на более низкой скорости, чем низкоскоростной вал. Компрессор низкого давления расположен сзади или за зубчатой конструкцией. Приведенная в качестве примера конфигурация двигателя, содержащая такое расположение компрессора низкого давления, раскрыта в патенте США №8176725.
[0003] Поток воздуха внутреннего контура сжимается компрессором низкого давления, затем компрессором высокого давления, смешивается с топливом и сгорает в камере сгорания, затем расширяется в турбине высокого давления и турбине низкого давления. В результате расширения турбины вращательно приводят в движение соответствующие низкоскоростной и высокоскоростной валы. Эта обычная конфигурация обеспечивает турбовентилятор с редукторным приводом значительной длины. В некоторых применениях требуются двигатели более короткой длины.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0004] В предложенном варианте реализации газотурбинный двигатель содержит секцию вентилятора, содержащую втулку вентилятора, поддерживающую множество лопаток вентилятора для вращения относительно корпуса вентилятора. Вал выполнен с возможностью вращения относительно корпуса вентилятора вокруг центральной оси двигателя. Зубчатая конструкция приведена в движение валом и обеспечивает приводное усилие для вращения втулки вентилятора. Компрессор расположен спереди от зубчатой конструкции и радиально внутри лопаток вентилятора, компрессор приведен в движение валом.
[0005] Еще в одном варианте реализации в соответствии с предыдущим вариантом реализации компрессор содержит ротор. Вал непосредственно приводит ротор в движение.
[0006] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации, компрессор содержит компрессор низкого давления, содержащий множество лопаток, прикрепленных с возможностью вращения с валом, и множество направляющих лопаток, прикрепленных к втулке вентилятора.
[0007] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации компрессор низкого давления содержит множество ступеней.
[0008] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации компрессор содержит ротор, непосредственно приводимый в движение валом. Множество ступеней содержит по меньшей мере первую ступень, содержащую первый комплект лопаток, непосредственно прикрепленных к валу, и первый комплект направляющих лопаток, прикрепленных к втулке вентилятора, и вторую ступень, содержащую второй комплект лопаток, прикрепленных к ротору, и второй комплект направляющих лопаток, прикрепленных к втулке вентилятора.
[0009] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации направляющие лопатки выполнены с возможностью вращения в одном направлении с втулкой вентилятора, а лопатки выполнены с возможностью вращения в направлении, противоположном направлению вращения вала.
[0010] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации по меньшей мере один подшипник соединительного вала установлен между валом и комплектом направляющих лопаток для поддержания направляющих лопаток для вращения относительно вала.
[0011] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации неподвижная конструкция и по меньшей мере один опорный подшипник вентилятора поддерживает втулку вентилятора для вращения относительно неподвижной конструкции. Зубчатая конструкция содержит солнечную шестерню, приводимую в движение валом. Множество шестерен звездного типа опираются на водило, прикрепленное к неподвижной конструкции, и находятся в зацепляющем взаимодействии с солнечной шестерней, а наружная кольцевая шестерня находится в зацепляющем взаимодействии с шестернями звездного типа.
[0012] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации втулка вентилятора содержит множество стоек привода вентилятора. Наружная кольцевая шестерня обеспечивает приводной вход к стойкам привода вентилятора.
[0013] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации по меньшей мере один опорный подшипник вентилятора содержит по меньшей мере первый подшипник, расположенный радиально между стойками привода вентилятора и неподвижной конструкцией.
[0014] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации второй подшипник расположен радиально между втулкой вентилятора и неподвижной конструкцией, и расположен спереди первого подшипника.
[0015] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации секция вентилятора содержит множество неподвижных направляющих лопаток, проходящих между корпусом вентилятора и неподвижной конструкцией.
[0016] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации компрессор содержит ротор, непосредственно приводимый в движение валом. Компрессор содержит первую ступень, содержащую первый комплект лопаток, прикрепленных к переднему концу вала, и первый комплект направляющих лопаток, прикрепленных к втулке вентилятора, вторую ступень, расположенную за первой ступенью и содержащую второй комплект лопаток, прикрепленных к ротору, и второй комплект направляющих лопаток, прикрепленных к втулке вентилятора, и третью ступень, расположенную за второй ступенью и содержащую третий комплект лопаток, прикрепленных к ротору.
[0017] Еще в одном предложенном варианте реализации газотурбинный двигатель содержит секцию вентилятора, содержащую наружный корпус вентилятора, неподвижную конструкцию, расположенную радиально внутри наружного корпуса вентилятора, и втулку вентилятора, поддерживающую множество лопаток вентилятора для вращения относительно неподвижной конструкции. По меньшей мере один опорный подшипник вентилятора поддерживает втулку вентилятора для вращения относительно неподвижной конструкции. Вал выполнен с возможностью вращения относительно неподвижной конструкции вокруг центральной оси двигателя. Зубчатая конструкция приведена в движение валом и обеспечивает приводное усилие для вращения втулки вентилятора. Компрессор низкого давления расположен спереди от зубчатой конструкции и радиально внутри лопаток вентилятора. Компрессор непосредственно приведен в движение валом.
[0018] Еще в одном варианте реализации в соответствии с предыдущим вариантом реализации зубчатая конструкция содержит солнечную шестерню, непосредственно приводимую в движение валом. Множество шестерен звездного типа опираются на водило, прикрепленное к неподвижной конструкции, и находятся в зацепляющем взаимодействии с солнечной шестерней, а наружная кольцевая шестерня находится в зацепляющем взаимодействии с шестернями звездного типа для приведения втулки вентилятора в движение.
[0019] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации втулка вентилятора содержит множество стоек привода вентилятора. Наружная кольцевая шестерня находится во взаимодействии с стойками привода вентилятора с возможностью передачи приводного усилия.
[0020] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации по меньшей мере один опорный подшипник вентилятора содержит по меньшей мере первый подшипник, расположенный радиально между стойками привода вентилятора и неподвижной конструкцией, и второй подшипник, расположенный радиально между втулкой вентилятора и неподвижной конструкцией. Второй подшипник расположен спереди первого подшипника в осевом направлении.
[0021] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации первый подшипник содержит роликовый подшипник, а второй подшипник содержит шариковый подшипник.
[0022] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации компрессор низкого давления содержит по меньшей мере одну ступень, содержащую комплект лопаток, приводимых в движение валом, и комплект направляющих лопаток, расположенных за комплектом лопаткок. Направляющие лопатки выполнены с возможностью вращения в одном направлении с втулкой вентилятора, а лопатки выполнены с возможностью вращения в направлении, противоположном направлению вращения вала.
[0023] Еще в одном варианте реализации в соответствии с любым из предыдущих вариантов реализации по меньшей мере один подшипник соединительного вала установлен между валом и комплектом направляющих лопаток для поддержания направляющих лопаток для вращения относительно вала.
[0024] Эти и другие характерные особенности этой заявки будут более понятны из следующего описания и чертежей, краткое описание которых следует далее.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0025] Фиг. 1 изображает схематический вид секции вентилятора и компрессора низкого давления газотурбинного двигателя.
[0026] Фиг. 2 изображает схематический вид компрессора высокого давления, камеры сгорания и секции турбины газотурбинного двигателя.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0027] Фиг. 1-2 изображают схематический вид газотурбинного двигателя 20. Раскрытый в настоящем описании газотурбинный двигатель 20 представлен двухкаскадным турбовентиляторным двигателем, который обычно содержит секцию 22 вентилятора, секцию 24 компрессора, секцию 26 камеры сгорания и секцию 28 турбины. Альтернативно, кроме прочих систем или характерных особенностей, двигатели могут содержать секцию устройства для увеличения тяги (не показано). Секция 22 вентилятора нагнетает воздух по каналу В потока наружного контура, а секция компрессора 24 нагнетает воздух по каналу С потока внутреннего контура для сжатия и сообщения с секцией 26 камеры сгорания, а затем расширения через секцию 28 турбины. Несмотря на то, что в раскрытом не ограничивающем варианте реализации на изображении показан турбовентиляторный газотурбинный двигатель, следует понимать, что описанные в настоящем описании идеи не ограничиваются применением с турбовентиляторными двигателями, так как они могут быть применены к турбинным двигателям других видов, в том числе трехкаскадных конструкций.
[0028] Двигатель 20 обычно содержит низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32, прикрепленные с возможностью вращения вокруг центральной продольной оси А двигателя относительно неподвижной конструкции 36 двигателя через несколько систем 38 подшипников. Следует понимать, что на различных участках альтернативно или дополнительно могут содержаться различные системы 38 подшипников.
[0029] Низкоскоростной каскад 30 обычно содержит внутренний вал 40, обеспечивающий взаимное соединение секции 44 компрессора низкого давления (или давления первой ступени) и секции 46 турбины низкого давления (или давления первой ступени). Секция 22 вентилятора содержит вентилятор 42, приводимый в движение внутренним валом 40 через зубчатую конструкцию 48. Высокоскоростной каскад 32 содержит наружный вал 50, обеспечивающий взаимное соединение секции 52 компрессора высокого давления (или давления второй ступени) и секции 54 турбины высокого давления (или давления второй ступени). Камера 56 сгорания расположена между компрессором 52 высокого давления и турбиной 54 высокого давления. Корпус 57 турбины среднего давления неподвижной конструкции 36 двигателя обычно расположен между турбиной 54 высокого давления и турбиной 46 низкого давления. Корпус 57 турбины среднего давления поддерживает по меньшей мере одну систему 38 подшипников в секции 28 турбины. Внутренний вал 40 и наружный вал 50 концентричны и выполнены с возможностью вращения через системы 38 подшипников вокруг центральной продольной оси А двигателя, которая лежит на одной прямой с их продольными осями. В соответствии с настоящим описанием компрессор или турбина «высокого давления» подвергается более высокому давлению, чем соответствующий компрессор или турбина «низкого давления».
[0030] Поток С воздуха внутреннего контура сжимается компрессором 44 низкого давления, затем компрессором 52 высокого давления, смешивается с топливом и сгорает в камере 56 сгорания, затем расширяется в турбине 54 высокого давления и турбине 46 низкого давления. Корпус 57 турбины среднего давления содержит детали 59 с аэродинамическим профилем, расположенные в канале потока воздуха внутреннего контура. В результате расширения турбины 46, 54 вращательно приводят в движение соответствующий низкоскоростной каскад 30 и высокоскоростной каскад 32.
[0031] В одном примере двигатель 20 представлен зубчатым авиационным двигателем с высоким коэффициентом двухконтурности. Еще в одном примере коэффициент двухконтурности двигателя 20 больше чем шесть (6), а в приведенном в качестве примера варианте реализации больше чем приблизительно десять (10), зубчатая конструкция 48 представлена планетарным блоком шестерен, таким как зубчатая система звездного типа или другая зубчатая система, коэффициент редукции которого больше, чем приблизительно 2, 3, а коэффициент давления турбины 46 низкого давления больше чем приблизительно 5. В одном раскрытом варианте реализации коэффициент двухконтурности двигателя 20 больше чем приблизительно десять (10:1), диаметр вентилятора значительно больше диаметра компрессора 44 низкого давления, а коэффициент давления турбины 46 низкого давления больше чем приблизительно 5:1. Коэффициент давления турбины 46 низкого давления получен посредством измерения давления до входа в турбину 46 низкого давления относительно давления на выходе из турбины 46 низкого давления до выпускного патрубка. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены исключительно в качестве примера одного варианта реализации двигателя зубчатой конструкции и что настоящее изобретение также относится к другим газотурбинным двигателям, в том числе к турбовентиляторным двигателям с прямой передачей.
[0032] Вследствие высокого коэффициента двухконтурности, потоком В наружного контура обеспечивается значительная величина расхода. Секция 22 вентилятора двигателя 20 разработана для определенных условий полета - обычно для крейсерского полета при скорости, составляющей 0,8 Мах, на высоте, приблизительно составляющей 35000 футов (10668 м). Условия полета, а именно скорость, составляющая 0,8 Мах, высота, приблизительно составляющая 35000 футов (10668 м), при условии наилучшего расхода топлива двигателем - также известны как "область минимума удельного расхода топлива на килограмм тяги в час крейсерского полета ('TSFC')" - являются стандартным параметром в промышленности, выражаемым как фунт-масса сгораемого топлива поделенная на фунт-силу тяги, образуемой двигателем на этой в этой области минимума. "Коэффициент давления вентилятора" является коэффициентом давления на лопатки вентилятора, без системы выходной направляющей лопатки вентилятора ("FEGV"). В соответствии с настоящим описанием низкий коэффициент давления вентилятора в соответствии с одним не ограничивающим вариантом реализации меньше чем приблизительно 1,45. "Низкая приведенная окружная скорость лопатки вентилятора" является фактической скоростью лопатки вентилятора, измеряемой в футах в секунду, поделенной на стандартную в промышленности поправку на температуру, составляющую [(Тсреды °R) 518,7)^0,5]. В соответствии с настоящим описанием "низкая приведенная окружная скорость лопатки вентилятора" в соответствии с одним не ограничивающим вариантом реализации меньше чем приблизительно 1150 футов/с (350,52 м/с).
[0033] В соответствии с фиг. 1 секция 22 вентилятора содержит втулку 60 вентилятора, поддерживающую множество лопаток 62 вентилятора для вращения относительно корпуса 64 вентилятора. Зубчатая конструкция 48 приведена в движение внутренним валом 40 и обеспечивает приводное усилие для вращения втулки 60 вентилятора таким образом, чтобы скорость вращения втулки 60 вентилятора была ниже скорости вращения внутреннего вала 40. В одном примере коэффициент передачи между валом и вентилятором приблизительно составляет 3:1; однако также могут быть применены и другие коэффициенты. Компрессор 44 низкого давления содержит ротор 66, расположенный спереди от зубчатой конструкции 48. Ротор 66 принимает приводной вход от внутреннего вала 40.
[0034] В одном примере внутренний вал 40 непосредственно приводит ротор 66 в движение, т.е. ротор 66 приведен в движение валом не через зубчатую конструкцию. Таким образом, ротор 66 компрессора 44 низкого давления отделен от вентилятора 42.
[0035] На примере, изображенном на фиг. 1, компрессор 44 низкого давления содержит множество ступеней 68а, 68b, 68с, при этом каждая из первой 68а и второй 68b ступеней содержит комплект лопаток 70 и комплект направляющих лопаток 72, расположенных за соответствующим комплектом лопаток 70. В этом примере третья ступень 68с содержит комплект лопаток; однако третий комплект направляющих лопаток 72 при необходимости также может быть использован с третей ступенью 68с. Комплект лопаток 70 первой ступени 68а непосредственно прикреплен к внутреннему валу 40. Комплекты лопаток 70 второй 68b и третей 68с ступеней прикреплены с возможностью вращения с ротором 66. В этом примере компрессор 44 низкого давления содержит три ступени; однако следует понимать, компрессор 44 низкого давления может содержать меньшее количество ступеней, чем показано, или содержать дополнительные ступени.
[0036] Лопатки 70 прикреплены с возможностью вращения с внутренним валом 40, а направляющие лопатки 72 прикреплены к втулке 60 вентилятора. Соответственно, направляющие лопатки 72 выполнены с возможностью вращения в одном направлении с втулкой 60 вентилятора, а ротор 66 и лопатки 70 выполнены с возможностью вращения по направлению, обратному направлению вращения внутреннего вала 40. Дополнительно, так как втулка 60 вентилятора приведена в движение через зубчатую конструкцию 48, скорость вращения направляющих лопаток 72 и втулки 60 вентилятора ниже скорости вращения внутреннего вала 40, ротора 66 и лопаток 70.
[0037] Система 38 подшипников содержит по меньшей мере один подшипник 74 соединительного вала, установленный между внутренним валом 40 и одним комплектом направляющих лопаток 72 для обеспечения дополнительной поддержки направляющих лопаток 72 при повороте вала 40 и направляющих лопаток 72 относительно друг друга. В одном примере подшипник 74 соединительного вала поддерживает направляющие лопатки 72 первой ступени 68а, т.е. ступени, расположенной первой в двигателе 20. В изображенном примере подшипник 74 соединительного вала расположен радиально по одной линии с лопатками 62 вентилятора.
[0038] Внутренний вал 40 содержит участок 76 с увеличенным диаметром на переднем конце 78 внутреннего вала 40. Комплект лопаток 70 для первой ступени 68а непосредственно установлен для вращения с внутренним валом 40 на участке 76 с увеличенным диаметром. Подшипник 74 соединительного вала расположен за этими лопатками 70. Ротор 66, поддерживающий лопатки 70 для второй 68b и третей 68 с ступеней, расположен за подшипником 74 соединительного вала.
[0039] Двигатель 20 содержит неподвижную конструкцию 80 и по меньшей мере один опорный подшипник 82 вентилятора, поддерживающий втулку 60 вентилятора для вращения относительно неподвижной конструкции 80. В одном примере зубчатая конструкция 48 содержит солнечную шестерню 84, приводимую в движение внутренним валом 40, и множество шестерен 86 звездного типа, опирающихся на водило, прикрепленное к неподвижной конструкции 80. Шестерни 86 звездного типа находятся в зацепляющем взаимодействии с солнечной шестерней 84, а наружная кольцевая шестерня 90 находится в зацепляющем взаимодействии с шестернями 86 звездного типа. Следовательно, внутренний вал 40 непосредственно приводит в движение солнечную шестерню 84, а наружная кольцевая шестерня 90 обеспечивает втулку 60 вентилятора приводным выходом.
[0040] В одном примере втулка 60 вентилятора содержит множество стоек 92 привода вентилятора. Втулка 60 вентилятора содержит передний конец 94 и задний конец 96. Лопатки 62 вентилятора прикреплены к переднему концу 94 и проходят радиально наружу по направлению к корпусу 64 вентилятора. Стойки 92 привода вентилятора прикреплены к заднему концу 96 и проходят радиально внутрь по направлению к центральной оси А двигателя. Наружная кольцевая шестерня 90 обеспечивает стойки 92 привода вентилятора прямым приводным входом.
[0041] В одном примере по меньшей мере один опорный подшипник 82 вентилятора содержит по меньшей мере первый подшипник 82а, расположенный радиально между стойками 92 привода вентилятора и неподвижной конструкцией 80, и второй подшипник 82b, расположенный радиально между втулкой 60 вентилятора и неподвижной конструкцией 80. Второй подшипник 82b расположен спереди первого подшипника 82а. В одном примере второй подшипник 82b расположен радиально по одной линии со второй ступенью 68b компрессора 44 низкого давления. Дополнительно, второй подшипник 82b расположен между подшипником 74 соединительного вала и первым подшипником 82а в осевом направлении. В одном примере первый подшипник 82а содержит роликовый подшипник, а второй подшипник 82b содержит шариковый подшипник.
[0042] Секция 22 вентилятора также содержит множество неподвижных направляющих лопаток 100, проходящих между корпусом 64 вентилятора и неподвижной конструкцией 80. Неподвижные направляющие лопатки 100 расположены непосредственно за лопатками 62 вентилятора.
[0043] Посредством расположения компрессора 44 низкого давления спереди зубчатой конструкции 48, общая длина зубчатого турбовентиляторного двигателя может быть уменьшена. Ротор 66 компрессора низкого давления имеет не зубчатую конструкцию и, следовательно, выполнен с возможностью вращения на большей скорости и в направлении, противоположном направлению вращения зубчатого вентилятора 42. Следовательно, канал С потока внутреннего (центрального) контура содержит расположенный спереди и выполненный с возможностью вращения в противоположном направлении компрессор 44 низкого давления. Направляющие лопатки 72 компрессора низкого давления присоединены к втулке 60 вентилятора и, следовательно, выполнены с возможностью вращения с зубчатым вентилятором 42 в направлении, противоположном направлению вращения лопаток 70 вентилятора. Вентилятор 42 приведен в движение стойками 92, составляющими часть канала потока компрессора низкого давления. В результате противоположного вращения лопаток 70 компрессора низкого давления и направляющих лопаток 72, уровень сжатия на ступень (лопатка/ направляющая лопатка) превышает уровень сжатия известных двигателей, в которых направляющие лопатки выполнены неподвижно. Дополнительно, в результате этого увеличения уровня сжатия на ступень, для обеспечения одинакового уровня сжатия требуется меньшее количество ступеней по сравнению с известными двигателями. В заключение, в результате необходимости меньшего количества ступеней существенно уменьшено количество частей двигателя, что позволяет обеспечить меньший вес и меньшую общую длину двигателя в осевом направлении по сравнению с известными двигателями.
[0044] Несмотря на раскрытый вариант реализации этого изобретения, среднему специалисту в данной области техники будет понятно, что некоторые модификации находятся в пределах этого изобретения. Поэтому, для определения настоящего объема и содержания настоящего изобретения следует изучать следующую формулу изобретения.

Claims (18)

1. Газотурбинный двигатель (20), содержащий:
секцию (22) вентилятора, содержащую втулку (60) вентилятора, поддерживающую множество лопаток (62) вентилятора для вращения относительно корпуса (64) вентилятора;
вал (40), выполненный с возможностью вращения относительно корпуса (64) вентилятора вокруг центральной оси (А) двигателя;
зубчатую конструкцию (48), приводимую в движение валом (40) и обеспечивающую приводное усилие для вращения втулки (60) вентилятора; и
компрессор (44), расположенный спереди от зубчатой конструкции (48) и радиально внутри лопаток (62) вентилятора и приводимый в движение валом (40);
неподвижную конструкцию (80) и по меньшей мере один опорный подшипник (82) вентилятора, поддерживающий втулку (60) вентилятора для вращения относительно неподвижной конструкции (80),
при этом зубчатая конструкция (48) содержит солнечную шестерню (84), приводимую в движение валом (40), множество шестерен (86) звездного типа, которые опираются на водило, прикрепленное к неподвижной конструкции (80), и находятся в зацепляющем взаимодействии с солнечной шестерней (84), и наружную кольцевую шестерню (90), находящуюся в зацепляющем взаимодействии с шестернями (86) звездного типа,
отличающийся тем, что втулка (60) вентилятора содержит множество стоек (92) привода вентилятора, расположенных радиально снаружи от наружной кольцевой шестерни (90), при этом указанная наружная кольцевая шестерня (90) обеспечивает прямую передачу мощности на множество стоек (92) привода вентилятора.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором компрессор (44) содержит ротор (66) и в котором вал (40) непосредственно приводит ротор (66) в движение.
3. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, в котором компрессор (44) представляет собой компрессор (44) низкого давления, содержащий множество лопаток (70), прикрепленных с возможностью вращения с валом (40), и множество направляющих лопаток (72), прикрепленных к втулке (60) вентилятора.
4. Газотурбинный двигатель по п. 3, в котором компрессор (44) низкого давления содержит множество ступеней (68а, 68b, 68с).
5. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором компрессор (44) содержит ротор (66), непосредственно приводимый в движение валом (40), и в котором указанное множество ступеней (68а, 68b, 68с) содержит по меньшей мере первую ступень (68а), содержащую первый комплект лопаток (70), непосредственно присоединенных к валу (40), и первый комплект направляющих лопаток (72), прикрепленных к втулке (60) вентилятора, и вторую ступень (68b), содержащую второй комплект лопаток (70), прикрепленных к ротору (66), и второй комплект направляющих лопаток (72), прикрепленных к втулке (60) вентилятора.
6. Газотурбинный двигатель по п. 4 или 5, в котором направляющие лопатки (72) выполнены с возможностью вращения в одном направлении с втулкой (60) вентилятора, а лопатки (70) выполнены с возможностью вращения вместе с валом (40) в противоположном направлении.
7. Газотурбинный двигатель по п. 6, содержащий по меньшей мере один подшипник (74) соединительного вала, установленный между валом (40) и комплектом направляющих лопаток (72) для поддержания направляющих лопаток (72) для вращения относительно вала (40).
8. Газотурбинный двигатель по любому из пп. 1, 2, 4, 5, 7, в котором по меньшей мере один опорный подшипник (82) вентилятора содержит по меньшей мере первый подшипник (82а), расположенный радиально между стойками (92) привода вентилятора и неподвижной конструкцией (80).
9. Газотурбинный двигатель по п. 8, содержащий второй подшипник (82b), расположенный радиально между втулкой (60) вентилятора и неподвижной конструкцией (80), расположенный спереди первого подшипника (82а).
10. Газотурбинный двигатель по любому из пп. 1, 2, 4, 5, 7, в котором секция (22) вентилятора содержит множество неподвижных направляющих лопаток (100), проходящих между корпусом (64) вентилятора и неподвижной конструкцией (80).
11. Газотурбинный двигатель по п. 1 или 2, в котором компрессор (44) содержит ротор (66), непосредственно приводимый в движение валом (40) и в котором компрессор (44) содержит первую ступень (68а), содержащую первый комплект лопаток (70), прикрепленных к переднему концу вала (40), и первый комплект направляющих лопаток (72), прикрепленных к втулке (60) вентилятора, вторую ступень (68b), расположенную за первой ступенью (68а) и содержащую второй комплект лопаток (70), прикрепленных к ротору (66), и второй комплект направляющих лопаток (72), прикрепленных к втулке (60) вентилятора, и третью ступень (68с), расположенную за второй ступенью (68b) и содержащую третий комплект лопаток (70), прикрепленных к ротору (66).
RU2015106429A 2012-07-24 2013-07-19 Зубчатый вентилятор, содержащий внутренний компрессор противоположного вращения RU2665572C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/556,496 US9228535B2 (en) 2012-07-24 2012-07-24 Geared fan with inner counter rotating compressor
US13/556,496 2012-07-24
PCT/US2013/051184 WO2014018382A1 (en) 2012-07-24 2013-07-19 Geared fan with inner counter rotating compressor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015106429A RU2015106429A (ru) 2016-09-10
RU2665572C2 true RU2665572C2 (ru) 2018-08-31

Family

ID=49995048

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015106429A RU2665572C2 (ru) 2012-07-24 2013-07-19 Зубчатый вентилятор, содержащий внутренний компрессор противоположного вращения

Country Status (6)

Country Link
US (2) US9228535B2 (ru)
EP (1) EP2877725B1 (ru)
BR (1) BR112015001425B1 (ru)
CA (1) CA2879756C (ru)
RU (1) RU2665572C2 (ru)
WO (1) WO2014018382A1 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015175043A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10590775B2 (en) 2014-02-19 2020-03-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570916B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015127032A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108109B1 (en) 2014-02-19 2023-09-13 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
EP3108118B1 (en) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175044A2 (en) * 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175045A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126453A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126451A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175052A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126774A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108105B1 (en) 2014-02-19 2021-05-12 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3114321B1 (en) 2014-02-19 2019-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108107B1 (en) 2014-02-19 2023-10-11 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
EP3108106B1 (en) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126452A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3985226A1 (en) 2014-02-19 2022-04-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
GB2541932A (en) * 2015-09-04 2017-03-08 Ndrw Communications Ltd Gas turbine
GB201813671D0 (en) * 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Turbomachine
GB201813672D0 (en) * 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Turbomachine
GB201813670D0 (en) * 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Turbomachine
GB201813674D0 (en) * 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Turbomachine
GB201813675D0 (en) * 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Turbomachine
US11092020B2 (en) * 2018-10-18 2021-08-17 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly for gas turbine engines
US11753939B2 (en) * 2019-02-20 2023-09-12 General Electric Company Turbomachine with alternatingly spaced rotor blades
IT201900003991A1 (it) * 2019-03-19 2020-09-19 Ge Avio Srl Trasmissione per una turbomacchina avente palette di rotore distanziate in modo alternato
FR3116511A1 (fr) * 2020-11-25 2022-05-27 Safran Ensemble propulsif comprenant deux hélices contrarotatives
CN114688049B (zh) * 2020-12-25 2024-02-20 广东美的白色家电技术创新中心有限公司 风机组件和空调器
CN116379002B (zh) * 2023-06-05 2023-08-11 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种等转速反转式扩压器结构设计方法及扩压器结构

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5105618A (en) * 1989-04-26 1992-04-21 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Counterrotating fan engine
RU2316667C2 (ru) * 2006-02-06 2008-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности с редукторным приводом двухрядного вентилятора противоположного вращения
US20080098716A1 (en) * 2006-10-31 2008-05-01 Robert Joseph Orlando Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
RU2347929C2 (ru) * 2007-02-26 2009-02-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности с биротативным вентилятором
RU2357092C2 (ru) * 2004-02-11 2009-05-27 Снекма Конструкция турбореактивного двигателя со сдвоенным вентилятором в передней части
US7832193B2 (en) * 2006-10-27 2010-11-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US20110203293A1 (en) * 2010-02-19 2011-08-25 United Technologies Corporation Bearing compartment pressurization and shaft ventilation system

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3132842A (en) 1962-04-13 1964-05-12 Gen Electric Turbine bucket supporting structure
GB1047281A (ru) * 1964-01-23
US3404831A (en) 1966-12-07 1968-10-08 Gen Electric Turbine bucket supporting structure
US3611834A (en) * 1969-10-13 1971-10-12 Gen Motors Corp Fan drive
US3673802A (en) * 1970-06-18 1972-07-04 Gen Electric Fan engine with counter rotating geared core booster
GB2198791A (en) 1986-08-20 1988-06-22 Rolls Royce Plc A geared turbofan gas turbine engine with a booster compressor
US4772180A (en) * 1986-08-29 1988-09-20 General Electric Company Aircraft thrust control
GB2195712B (en) 1986-10-08 1990-08-29 Rolls Royce Plc A turbofan gas turbine engine
GB8630754D0 (en) 1986-12-23 1987-02-04 Rolls Royce Plc Turbofan gas turbine engine
US4969325A (en) 1989-01-03 1990-11-13 General Electric Company Turbofan engine having a counterrotating partially geared fan drive turbine
US5010729A (en) 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
FR2851285B1 (fr) 2003-02-13 2007-03-16 Snecma Moteurs Realisation de turbines pour turbomachines ayant des aubes a frequences de resonance ajustees differentes et procede d'ajustement de la frequence de resonance d'une aube de turbine
US8061968B2 (en) 2004-12-01 2011-11-22 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine
EP1834067B1 (en) 2004-12-01 2008-11-26 United Technologies Corporation Fan blade assembly for a tip turbine engine and method of assembly
US8561383B2 (en) 2004-12-01 2013-10-22 United Technologies Corporation Turbine engine with differential gear driven fan and compressor
US7845157B2 (en) 2004-12-01 2010-12-07 United Technologies Corporation Axial compressor for tip turbine engine
WO2006110125A2 (en) * 2004-12-01 2006-10-19 United Technologies Corporation Stacked annular components for turbine engines
EP3128164B1 (en) 2006-08-22 2019-07-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine with intermediate speed booster
US7882693B2 (en) 2006-11-29 2011-02-08 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7716914B2 (en) 2006-12-21 2010-05-18 General Electric Company Turbofan engine assembly and method of assembling same
US8161728B2 (en) 2007-06-28 2012-04-24 United Technologies Corp. Gas turbines with multiple gas flow paths
US20120023899A1 (en) * 2009-02-06 2012-02-02 Shoji Yasuda Turbofan engine
US8176725B2 (en) 2009-09-09 2012-05-15 United Technologies Corporation Reversed-flow core for a turbofan with a fan drive gear system
KR101729507B1 (ko) 2010-06-30 2017-04-24 삼성전자 주식회사 회로기판유닛 및 이를 가지는 컴퓨터 디바이스

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5105618A (en) * 1989-04-26 1992-04-21 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Counterrotating fan engine
RU2357092C2 (ru) * 2004-02-11 2009-05-27 Снекма Конструкция турбореактивного двигателя со сдвоенным вентилятором в передней части
RU2316667C2 (ru) * 2006-02-06 2008-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности с редукторным приводом двухрядного вентилятора противоположного вращения
US7832193B2 (en) * 2006-10-27 2010-11-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US20080098716A1 (en) * 2006-10-31 2008-05-01 Robert Joseph Orlando Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
RU2347929C2 (ru) * 2007-02-26 2009-02-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности с биротативным вентилятором
US20110203293A1 (en) * 2010-02-19 2011-08-25 United Technologies Corporation Bearing compartment pressurization and shaft ventilation system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015106429A (ru) 2016-09-10
EP2877725B1 (en) 2020-05-06
BR112015001425A2 (pt) 2017-07-04
BR112015001425B1 (pt) 2022-10-11
CA2879756C (en) 2017-04-11
US9228535B2 (en) 2016-01-05
EP2877725A1 (en) 2015-06-03
US20140030060A1 (en) 2014-01-30
CA2879756A1 (en) 2014-01-30
WO2014018382A1 (en) 2014-01-30
US20160076459A1 (en) 2016-03-17
EP2877725A4 (en) 2016-02-17
US10125694B2 (en) 2018-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2665572C2 (ru) Зубчатый вентилятор, содержащий внутренний компрессор противоположного вращения
RU2676150C1 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты)
US11585354B2 (en) Engine having variable pitch outlet guide vanes
RU2631955C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2633495C2 (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2631956C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2630630C2 (ru) Архитектура редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2633218C2 (ru) Компоновка редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
RU2703888C2 (ru) Компрессор осевого газотурбинного двигателя с ротором противоположного вращения
RU2302545C2 (ru) Авиационный газотурбинный двигатель встречного вращения с компрессором с высокой общей степенью повышения давления
RU2637159C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления
RU2633498C2 (ru) Конструкция редукторного турбовентиляторного газотурбинного двигателя
CA2607037C (en) Turbofan engine assembly and method of assembling same
US7694505B2 (en) Gas turbine engine assembly and method of assembling same
RU2295046C2 (ru) Узел авиационного газотурбинного двигателя
US8950171B2 (en) Counter-rotating gearbox for tip turbine engine
EP3101258B1 (en) Geared architecture for a gas turbine engine and a corresponding method
US20080098713A1 (en) Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
EP2992198A1 (en) Compressor system
RU2630626C2 (ru) Газотурбинный двигатель с высокоскоростной турбинной секцией низкого давления и конструктивными особенностями опор подшипников
JP2008115858A (ja) ターボファンエンジンアセンブリ
US8956108B2 (en) Geared fan assembly
US8104257B2 (en) Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages
RU2638709C2 (ru) Газотурбинный двигатель
CN113167174A (zh) 具有游星或行星减速器的双流涡轮喷气发动机布置