JPH061058B2 - ジェットエンジン・サブアッセンブリ - Google Patents
ジェットエンジン・サブアッセンブリInfo
- Publication number
- JPH061058B2 JPH061058B2 JP1317957A JP31795789A JPH061058B2 JP H061058 B2 JPH061058 B2 JP H061058B2 JP 1317957 A JP1317957 A JP 1317957A JP 31795789 A JP31795789 A JP 31795789A JP H061058 B2 JPH061058 B2 JP H061058B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- jet engine
- engine subassembly
- axial load
- combustor
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
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
- F01D25/162—Bearing supports
-
- 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)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ （関連特許出願に関する記載） 本願の発明者等は、同時に「ジェットエンジン・ファン
および圧縮機軸受支持装置」と称する関連特許出願を出
願している。
および圧縮機軸受支持装置」と称する関連特許出願を出
願している。
（発明の背景） 本発明は一般的に、ジェットエンジン、とくにジェット
エンジン支持装置に関するもので、前記支持装置は従来
のエンジン・フレームを廃しかつ高圧傾斜タービン翼の
シュラウドを廃止した支持装置である。
エンジン支持装置に関するもので、前記支持装置は従来
のエンジン・フレームを廃しかつ高圧傾斜タービン翼の
シュラウドを廃止した支持装置である。
ジェットエンジンはコア・ターボジェット・エンジンを
含む。コア・ターボジェット・エンジンの各部分は、順
に圧縮機、燃焼器、タービン、および排気ノズルを備え
ている。圧縮機は、燃焼器内に噴射される燃料の燃焼を
一層よくするため、流入してくる空気を圧縮する。燃焼
器からの燃焼ガスが、高圧タービン翼を回転して圧縮機
を作動させ、その後排気ノズルから排出してエンジン推
進力を発生する。
含む。コア・ターボジェット・エンジンの各部分は、順
に圧縮機、燃焼器、タービン、および排気ノズルを備え
ている。圧縮機は、燃焼器内に噴射される燃料の燃焼を
一層よくするため、流入してくる空気を圧縮する。燃焼
器からの燃焼ガスが、高圧タービン翼を回転して圧縮機
を作動させ、その後排気ノズルから排出してエンジン推
進力を発生する。
前方にファンを有する（一般にフロント・ファンエンジ
ンと称する）バイパス・ターボファン・ジェットエンジ
ンのようなある種のエンジンは、一層効果的に推力を発
生するため、追加のエンジン部分を有する。フロントフ
ァン・エンジンは、その推力の一部をコア・ターボジェ
ット・エンジンから、また一部を付加フロント・ファン
から得ており、フロント・ファンからの気流の外側部分
はコア・ターボジェット・エンジンをバイパスする。
（コアエンジンの高圧タービン部分の後方の）付加低圧
タービン部分によって駆動されるフロント・ファンは、
プロペラのように作用してエンジン推力を追加する。
ンと称する）バイパス・ターボファン・ジェットエンジ
ンのようなある種のエンジンは、一層効果的に推力を発
生するため、追加のエンジン部分を有する。フロントフ
ァン・エンジンは、その推力の一部をコア・ターボジェ
ット・エンジンから、また一部を付加フロント・ファン
から得ており、フロント・ファンからの気流の外側部分
はコア・ターボジェット・エンジンをバイパスする。
（コアエンジンの高圧タービン部分の後方の）付加低圧
タービン部分によって駆動されるフロント・ファンは、
プロペラのように作用してエンジン推力を追加する。
高圧及び低圧タービン部分は、各々１つ又はそれ以外の
タービン段を含む。タービン段は一列の回転する翼を有
し、その先端は取り囲むタービン静翼ケーシングを擦過
する。大きい半径の回転翼の方が小さい半径の回転翼よ
りも、一層大きい力を発生する。傾斜タービン翼（本明
細書では翼端を傾斜させたタービン翼と定義する。）に
よって、ジェットエンジン設計者は後段において、ター
ビン翼半径を増大することが容易になる。
タービン段を含む。タービン段は一列の回転する翼を有
し、その先端は取り囲むタービン静翼ケーシングを擦過
する。大きい半径の回転翼の方が小さい半径の回転翼よ
りも、一層大きい力を発生する。傾斜タービン翼（本明
細書では翼端を傾斜させたタービン翼と定義する。）に
よって、ジェットエンジン設計者は後段において、ター
ビン翼半径を増大することが容易になる。
従来のタービン軸受集成体は、ころ軸受（ローラ・ベア
リング）型に属し次の様な軸方向熱膨脹を生ずる。ころ
軸受集成体は、内側レースがタービン翼に続くタービン
・シャフトに固定され、外側レースは通常、タービン静
翼ケーシングに続くタービン・フレームに固定される。
一方のレース（例えば外側レース）は、ころ軸受を軸方
向に捕捉し、前記ころ軸受は熱膨脹状態において他方の
レース（例えば内側レース）に対して自由に軸方向に摺
動することができる。こうして、タービン・シャフトに
軸方向熱膨脹が生ずると、ころ軸受の軸方向摺動によっ
て、タービン・静翼ケーシングに対してタービン翼は相
対的に軸方向移動を生ずる。したがって、この技術にお
いて公知のように、傾斜タービン翼は、翼シュラウドを
先端に取りつけて軸方向熱膨脹状態において適当な先端
の隙間を保つ必要がある。
リング）型に属し次の様な軸方向熱膨脹を生ずる。ころ
軸受集成体は、内側レースがタービン翼に続くタービン
・シャフトに固定され、外側レースは通常、タービン静
翼ケーシングに続くタービン・フレームに固定される。
一方のレース（例えば外側レース）は、ころ軸受を軸方
向に捕捉し、前記ころ軸受は熱膨脹状態において他方の
レース（例えば内側レース）に対して自由に軸方向に摺
動することができる。こうして、タービン・シャフトに
軸方向熱膨脹が生ずると、ころ軸受の軸方向摺動によっ
て、タービン・静翼ケーシングに対してタービン翼は相
対的に軸方向移動を生ずる。したがって、この技術にお
いて公知のように、傾斜タービン翼は、翼シュラウドを
先端に取りつけて軸方向熱膨脹状態において適当な先端
の隙間を保つ必要がある。
高圧タービン翼は一層高い空気流温度および一層大きい
先端回転速度を生ずる。翼端が高圧を受けると、高圧タ
ービン翼シュラウドは通常翼端に数トンの遠心力負荷を
受け、一方翼先端は高温状態にある。
先端回転速度を生ずる。翼端が高圧を受けると、高圧タ
ービン翼シュラウドは通常翼端に数トンの遠心力負荷を
受け、一方翼先端は高温状態にある。
従来のジェットエンジンにおいては、単にジェットエン
ジン・タービンの軸受を支持することのみを目的とした
エンジン・フレームを備えることがしばしばであった。
このタービン・フレームはエンジンに重量を加える。タ
ービンエンジン・フレームの廃止は、燃料消費率を改善
し製造費を下げることができる。タービンエンジン・フ
レームを有しない他の公知のジェットエンジンにおい
て、タービン・ノズル翼（あるいは翼を貫通する支持ロ
ツド）がころ軸受型のタービン軸受を支持している。こ
のようなころ軸受集成体は軸方向熱膨脹を生じるため、
適当な先端間隙を維持するため先端に翼シュラウドを取
付けることが必要となる。
ジン・タービンの軸受を支持することのみを目的とした
エンジン・フレームを備えることがしばしばであった。
このタービン・フレームはエンジンに重量を加える。タ
ービンエンジン・フレームの廃止は、燃料消費率を改善
し製造費を下げることができる。タービンエンジン・フ
レームを有しない他の公知のジェットエンジンにおい
て、タービン・ノズル翼（あるいは翼を貫通する支持ロ
ツド）がころ軸受型のタービン軸受を支持している。こ
のようなころ軸受集成体は軸方向熱膨脹を生じるため、
適当な先端間隙を維持するため先端に翼シュラウドを取
付けることが必要となる。
重いエンジン・フレームを必要としないでタービン軸受
を支持し、かつ遠心力負荷を与える翼シュラウドを必要
としないで、高圧傾斜タービン翼を使用しうるジェット
エンジンが必要となる。
を支持し、かつ遠心力負荷を与える翼シュラウドを必要
としないで、高圧傾斜タービン翼を使用しうるジェット
エンジンが必要となる。
（発明の要約） 本発明の目的は、燃料消費率を改善したジェットエンジ
ンを提供することである。
ンを提供することである。
本発明の別の目的は、通常のジェットエンジン設計にお
いてタービンを支持する高価かつ重いエンジン・フレー
ムを廃止することである。
いてタービンを支持する高価かつ重いエンジン・フレー
ムを廃止することである。
本発明のさらに別の目的は、シュラウドを有しない高圧
傾斜タービン翼の使用を可能とするタービン軸受支持体
を提供することである。
傾斜タービン翼の使用を可能とするタービン軸受支持体
を提供することである。
第１の実施例において、本発明のジェットエンジン・サ
ブアッセンブリは、タービン・シャフト、タービン玉軸
受（ボールベアリング）集成体、燃焼器外側ケーシン
グ、１つ以上のタイ・ロツド（引張り棒）、圧縮機ディ
フューザ及び軸方向負荷支持装置を備えている。軸受
は、タービン内側レースおよびタービン外側レースを有
する。タービン内側レースは、シャフト後方部分付近で
シャフトに取付けられている。全体的に半径方向に延び
るタイ・ロッドは半径方向最内端がタービン外側レース
に取付けられ、半径方向最外端がケーシング後端付近で
燃焼器外側ケーシングに取付けられている。圧縮機ディ
フューザの半径方向外側ダクトは、ケーシング前端付近
で燃焼器外側ケーシングに取付けられている。全体的に
縦方向に延びる軸方向負荷支持装置は、軸方向負荷をタ
ービン外側レースと圧縮機半径方向内側ダクトとの間で
構造的に支持するため、圧縮機ディフューザの半径方向
内側ダクトの完全に内方に設置されている。
ブアッセンブリは、タービン・シャフト、タービン玉軸
受（ボールベアリング）集成体、燃焼器外側ケーシン
グ、１つ以上のタイ・ロツド（引張り棒）、圧縮機ディ
フューザ及び軸方向負荷支持装置を備えている。軸受
は、タービン内側レースおよびタービン外側レースを有
する。タービン内側レースは、シャフト後方部分付近で
シャフトに取付けられている。全体的に半径方向に延び
るタイ・ロッドは半径方向最内端がタービン外側レース
に取付けられ、半径方向最外端がケーシング後端付近で
燃焼器外側ケーシングに取付けられている。圧縮機ディ
フューザの半径方向外側ダクトは、ケーシング前端付近
で燃焼器外側ケーシングに取付けられている。全体的に
縦方向に延びる軸方向負荷支持装置は、軸方向負荷をタ
ービン外側レースと圧縮機半径方向内側ダクトとの間で
構造的に支持するため、圧縮機ディフューザの半径方向
内側ダクトの完全に内方に設置されている。
本発明から、いくつかの長所及び利点が得られる。半径
方向負荷支持タイ・ロッドおよび軸方向負荷支持装置
は、従来の重いタービンエンジン・フレームを必要とせ
ずにタービン玉軸受集成体を支持する。これにより燃料
消費率が改善される。内側及び外側の両レースはころ軸
受を軸方向に捕捉し、したがって熱膨脹状態でいずれの
レースに対しても自由に摺動し得ないため、タービン玉
軸受集成体は軸方向の熱膨脹を生ずることがない。これ
によりシュラウドのない高圧傾斜タービン翼の使用が可
能となる。翼のシュラウドを廃止すると、翼のシュラウ
ドによって加えられる遠心負荷も除去される。
方向負荷支持タイ・ロッドおよび軸方向負荷支持装置
は、従来の重いタービンエンジン・フレームを必要とせ
ずにタービン玉軸受集成体を支持する。これにより燃料
消費率が改善される。内側及び外側の両レースはころ軸
受を軸方向に捕捉し、したがって熱膨脹状態でいずれの
レースに対しても自由に摺動し得ないため、タービン玉
軸受集成体は軸方向の熱膨脹を生ずることがない。これ
によりシュラウドのない高圧傾斜タービン翼の使用が可
能となる。翼のシュラウドを廃止すると、翼のシュラウ
ドによって加えられる遠心負荷も除去される。
（実施例の説明） 第１図のバイパスターボファン・ジェットエンジンの部
分に示すように、本発明のジェットエンジン・サブアッ
センブリ１０は、高圧（ＨＰ）タービン・シャフト１２
を含んでいる。ＨＰタービン玉軸受集成体１４は複数の
玉軸受１６を有し、シャフトの後方部分付近においてＨ
Ｐタービン・シャフト１２に取付けられたＨＰタービン
内側レース１８を有する。本発明の記載を通じて、二つ
の部分が「取付けられている」というとき、それらは、
一つ以上の中間連結構造物によって連結されているか、
あるいは何等の介装構造物なしに直接連結されている。
シュラウドのないＨＰ傾斜タービン翼２２の再前列はＨ
Ｐタービン・ディスク２４に取付けられ、ＨＰタービン
・ディスク２４はディスク・コーン２６によってＨＰタ
ービン・シヤフトに取付けられており、取付けはすべて
ＨＰタービン玉軸受集成体１４の縦方向後方である。前
述のように、本明細書において傾斜タービン翼とは、傾
斜した翼先端を持つタービン翼と定義される。圧縮機デ
ィスク・コーン２８は、玉軸受集成体１４の前方で、Ｈ
Ｐタービン・シャフト１２に取付けられている。玉軸受
集成体１４は、ＨＰタービン・シャフト１２の温度上昇
によっても軸方向に動くことのない固定スラスト軸受で
ある。この外側シャフトの他端（図示せず）は、外側シ
ャフトの温度上昇によって軸方向に移動する圧縮機ころ
軸受集成体に取付けることができる。
分に示すように、本発明のジェットエンジン・サブアッ
センブリ１０は、高圧（ＨＰ）タービン・シャフト１２
を含んでいる。ＨＰタービン玉軸受集成体１４は複数の
玉軸受１６を有し、シャフトの後方部分付近においてＨ
Ｐタービン・シャフト１２に取付けられたＨＰタービン
内側レース１８を有する。本発明の記載を通じて、二つ
の部分が「取付けられている」というとき、それらは、
一つ以上の中間連結構造物によって連結されているか、
あるいは何等の介装構造物なしに直接連結されている。
シュラウドのないＨＰ傾斜タービン翼２２の再前列はＨ
Ｐタービン・ディスク２４に取付けられ、ＨＰタービン
・ディスク２４はディスク・コーン２６によってＨＰタ
ービン・シヤフトに取付けられており、取付けはすべて
ＨＰタービン玉軸受集成体１４の縦方向後方である。前
述のように、本明細書において傾斜タービン翼とは、傾
斜した翼先端を持つタービン翼と定義される。圧縮機デ
ィスク・コーン２８は、玉軸受集成体１４の前方で、Ｈ
Ｐタービン・シャフト１２に取付けられている。玉軸受
集成体１４は、ＨＰタービン・シャフト１２の温度上昇
によっても軸方向に動くことのない固定スラスト軸受で
ある。この外側シャフトの他端（図示せず）は、外側シ
ャフトの温度上昇によって軸方向に移動する圧縮機ころ
軸受集成体に取付けることができる。
低圧（ＬＰ）タービンころ軸受集成体３０は、複数個の
ころ軸受３２を有しかつシャフトの後部付近でＬＰター
ビン・シャフト３６に取付けられたＬＰタービン内側レ
ース３４を有する。シュラウドつきＬＰ傾斜タービン翼
３８（シュラウド３９を有する）の第１列は第１のＬＰ
タービン・ディスク４０に取付けられ、ＬＰ傾斜タービ
ン翼４２（シュラウド４３を有する）の第２列は第２の
ＬＰタービン・ディスク４４に取付けられている。スペ
ーサ４６は、二つのＬＰタービン・ディスク４０および
４４を互いに連結している。第１のＬＰタービン・ディ
スク４０は、ディスク・コーン４８によってＬＰタービ
ン・シャフト３６に取付けられ、その取付けはＬＰター
ビン・ころ軸受３０の縦方向前方でなされている。ころ
軸受集成体３０は、ＬＰタービン・シャフト３６の温度
上昇に伴って軸方向に動く。この内側シャフトの他端
（図示せず）は、固定スラスト軸受でありかつＬＰター
ビン・シャフトの温度上昇にともなって軸方向に移動す
ることのない、ファン玉軸受集成体に取付けられてい
る。
ころ軸受３２を有しかつシャフトの後部付近でＬＰター
ビン・シャフト３６に取付けられたＬＰタービン内側レ
ース３４を有する。シュラウドつきＬＰ傾斜タービン翼
３８（シュラウド３９を有する）の第１列は第１のＬＰ
タービン・ディスク４０に取付けられ、ＬＰ傾斜タービ
ン翼４２（シュラウド４３を有する）の第２列は第２の
ＬＰタービン・ディスク４４に取付けられている。スペ
ーサ４６は、二つのＬＰタービン・ディスク４０および
４４を互いに連結している。第１のＬＰタービン・ディ
スク４０は、ディスク・コーン４８によってＬＰタービ
ン・シャフト３６に取付けられ、その取付けはＬＰター
ビン・ころ軸受３０の縦方向前方でなされている。ころ
軸受集成体３０は、ＬＰタービン・シャフト３６の温度
上昇に伴って軸方向に動く。この内側シャフトの他端
（図示せず）は、固定スラスト軸受でありかつＬＰター
ビン・シャフトの温度上昇にともなって軸方向に移動す
ることのない、ファン玉軸受集成体に取付けられてい
る。
第１図に示すように、バイパスターボファン・エンジン
の内側空気流路５０は、コアエンジン空気流を、圧縮機
案内翼５２の最後端列を通り、圧縮機ディフューザ５
４、燃焼器５６、ＨＰタービン・ノズル５８、ＨＰター
ビン６０、ＬＰタービン・ノズル６２を通って流す。
の内側空気流路５０は、コアエンジン空気流を、圧縮機
案内翼５２の最後端列を通り、圧縮機ディフューザ５
４、燃焼器５６、ＨＰタービン・ノズル５８、ＨＰター
ビン６０、ＬＰタービン・ノズル６２を通って流す。
第１図に示すように、バイパス・ターボエンジンの外側
空気流通路６４は、エンジン外側ダクト６６およびエン
ジン内側ダクト６８間のバイパス空気流を流す。外側ダ
クト６６は、エンジンの排気ノズル（図示せず）との連
結のため、後部フランジ７０を有する。内側及び外側ダ
クト６８、６６はリンク機構７２によって互いに連結さ
れている。第１図に示すように、エンジン外側ダクト６
６は圧縮機案内翼フレーム７４の一部、圧縮機ディフュ
ーザ５４の半径方向外側ダクト７６、燃焼器５６の外側
ケーシング７８、ＨＰ／ＬＰタービン・静翼ケーシング
８０を含んでいる。ＨＰ／ＬＰタービン・静翼ケーシン
グ８０は、１列のＨＰタービン静翼８２、第１列のＬＰ
タービン静翼８４、第２列のＬＰタービン静翼８６（出
口案内翼８６としても知られる。）を支持する。圧縮機
ディフューザの半径方向外側ダクト７６は、ケーシング
前端付近で燃焼器外側ケーシング７８に取付けられてい
る。圧縮機ディフューザの半径方向内側ダクト８８は、
燃焼器内側ケーシング９２の前方部分９０に取付けられ
ている。燃焼器内側ケーシングの後方部分９４は、ＨＰ
タービン・ノズル５８の後方部分に取付けられている。
ＨＰタービン・ノズル５８の前方部分は燃焼器内側及び
外側ライナ９６，９８の後方部分に取付けられている。
燃料ノズル１００は、燃焼器外側ケーシング７８のボス
１０２を貫通し、燃焼器内側及び外側ライナ９６，９８
の間の前方入口１０４に燃料を噴射する。
空気流通路６４は、エンジン外側ダクト６６およびエン
ジン内側ダクト６８間のバイパス空気流を流す。外側ダ
クト６６は、エンジンの排気ノズル（図示せず）との連
結のため、後部フランジ７０を有する。内側及び外側ダ
クト６８、６６はリンク機構７２によって互いに連結さ
れている。第１図に示すように、エンジン外側ダクト６
６は圧縮機案内翼フレーム７４の一部、圧縮機ディフュ
ーザ５４の半径方向外側ダクト７６、燃焼器５６の外側
ケーシング７８、ＨＰ／ＬＰタービン・静翼ケーシング
８０を含んでいる。ＨＰ／ＬＰタービン・静翼ケーシン
グ８０は、１列のＨＰタービン静翼８２、第１列のＬＰ
タービン静翼８４、第２列のＬＰタービン静翼８６（出
口案内翼８６としても知られる。）を支持する。圧縮機
ディフューザの半径方向外側ダクト７６は、ケーシング
前端付近で燃焼器外側ケーシング７８に取付けられてい
る。圧縮機ディフューザの半径方向内側ダクト８８は、
燃焼器内側ケーシング９２の前方部分９０に取付けられ
ている。燃焼器内側ケーシングの後方部分９４は、ＨＰ
タービン・ノズル５８の後方部分に取付けられている。
ＨＰタービン・ノズル５８の前方部分は燃焼器内側及び
外側ライナ９６，９８の後方部分に取付けられている。
燃料ノズル１００は、燃焼器外側ケーシング７８のボス
１０２を貫通し、燃焼器内側及び外側ライナ９６，９８
の間の前方入口１０４に燃料を噴射する。
ＨＰタービン６０の支持装置は、全体的に半径方向に延
びる複数個のタイ・ロッド１０６を備え、タイ・ロッド
１０６は各々半径方向最内端をＨＰタービン玉軸受集成
体の外側レース１０８に取付けられ、また各々半径方向
最外端をナット１１０によって、ケーシング後端付近で
燃焼器外側ケーシング７８に取付けられ、半径方向負荷
を外側レース１０８および外側ケーシング７８間で支持
する。ＨＰタービン・ノズル５８は、半径方向に延びる
多数のタービン・ノズル翼１１２を有し、各々のＨＰタ
イ・ロッド１０６は対応するタービン・ノズル翼１１２
を通過するのが好ましい。
びる複数個のタイ・ロッド１０６を備え、タイ・ロッド
１０６は各々半径方向最内端をＨＰタービン玉軸受集成
体の外側レース１０８に取付けられ、また各々半径方向
最外端をナット１１０によって、ケーシング後端付近で
燃焼器外側ケーシング７８に取付けられ、半径方向負荷
を外側レース１０８および外側ケーシング７８間で支持
する。ＨＰタービン・ノズル５８は、半径方向に延びる
多数のタービン・ノズル翼１１２を有し、各々のＨＰタ
イ・ロッド１０６は対応するタービン・ノズル翼１１２
を通過するのが好ましい。
ＨＰタービン６０の支持装置はさらに、ＨＰタービン玉
軸受集成体の外側レース１０８と圧縮機ディフューザの
半径方向内側ダクト８８との間の軸方向負荷を構造的に
支持する、全体的に縦に延びる装置１１４を含む。軸方
向負荷支持装置１１４は、略完全に圧縮機ディフューザ
の半径方向内側ダクト８８の半径方向内方に配置され、
ＨＰタイ・ロッド１０６とは無関係であるのが好まし
く、また略完全にＨＰタイ・ロッド１０６の前方に縦方
向に配置されるのが好ましい。実施例において、このよ
うな軸方向負荷支持装置１１４は、前方部分が圧縮機デ
ィフューザの半径方向内側ダクト８８に取付けられた燃
焼器内側ケーシング前方部分９０を有し、また支持コー
ンの一方の端部がＨＰタービン玉軸受集成体の外側レー
ス１０８に取付けられ、支持コーンの他方の端部が燃焼
器内側ケーシングの前方部分９０に取付けられた軸方向
支持コーン１１６を有する。他のこのような装置は前述
のような軸方向支持コーンを含み、その他方の支持コー
ン端部が燃焼器内側ケーシング前方部分を介装すること
なく、燃焼器ディフューザの半径方向内側ダクトに直接
連結している。追加的な装置は種々のタイ・バー、スポ
ーク、コーン等およびこれらの組合わせを含み、当業者
には理解出来るように、ＨＰタービン玉軸受の外側レー
ス１０８と圧縮機ディフューザの半径方向内側ダクトと
の間の軸方向負荷指示構造を備えている。軸方向負荷支
持コーン１１６およびＨＰタイ・ロッド１０６をＨＰタ
ービン玉軸受集成体の外側レース１０８へ取付けるの
は、中間内側リング１１８によって実施するのが好まし
いことを理解されたい。
軸受集成体の外側レース１０８と圧縮機ディフューザの
半径方向内側ダクト８８との間の軸方向負荷を構造的に
支持する、全体的に縦に延びる装置１１４を含む。軸方
向負荷支持装置１１４は、略完全に圧縮機ディフューザ
の半径方向内側ダクト８８の半径方向内方に配置され、
ＨＰタイ・ロッド１０６とは無関係であるのが好まし
く、また略完全にＨＰタイ・ロッド１０６の前方に縦方
向に配置されるのが好ましい。実施例において、このよ
うな軸方向負荷支持装置１１４は、前方部分が圧縮機デ
ィフューザの半径方向内側ダクト８８に取付けられた燃
焼器内側ケーシング前方部分９０を有し、また支持コー
ンの一方の端部がＨＰタービン玉軸受集成体の外側レー
ス１０８に取付けられ、支持コーンの他方の端部が燃焼
器内側ケーシングの前方部分９０に取付けられた軸方向
支持コーン１１６を有する。他のこのような装置は前述
のような軸方向支持コーンを含み、その他方の支持コー
ン端部が燃焼器内側ケーシング前方部分を介装すること
なく、燃焼器ディフューザの半径方向内側ダクトに直接
連結している。追加的な装置は種々のタイ・バー、スポ
ーク、コーン等およびこれらの組合わせを含み、当業者
には理解出来るように、ＨＰタービン玉軸受の外側レー
ス１０８と圧縮機ディフューザの半径方向内側ダクトと
の間の軸方向負荷指示構造を備えている。軸方向負荷支
持コーン１１６およびＨＰタイ・ロッド１０６をＨＰタ
ービン玉軸受集成体の外側レース１０８へ取付けるの
は、中間内側リング１１８によって実施するのが好まし
いことを理解されたい。
ＬＰタービン６２の支持装置は、全体的に半径方向に延
びる複数個のタイ・ロッド１２０を含み、タイ・ロッド
１２０は各々半径方向最内端がＬＰタービンころ軸受集
成体の外側レース１２２に取付けられ、また各々半径方
向最外端がナット１２４によってケーシングの後端付近
でＨＰ／ＬＰタービン静翼ケーシング８０に取付けら
れ、外側レース１２２および静翼ケーシング８０間の半
径方向負荷を支持する。各々のＨＰタイ・ロッド１２０
は対応する出口案内翼８６を貫通するのが好ましい。こ
ろ軸受３２はＬＰタービン・シャフト３６の軸方向運動
に対して摺動するため、いかなる軸方向負荷支持装置も
ＬＰタービン外側レース１２２に対して必要でない。
びる複数個のタイ・ロッド１２０を含み、タイ・ロッド
１２０は各々半径方向最内端がＬＰタービンころ軸受集
成体の外側レース１２２に取付けられ、また各々半径方
向最外端がナット１２４によってケーシングの後端付近
でＨＰ／ＬＰタービン静翼ケーシング８０に取付けら
れ、外側レース１２２および静翼ケーシング８０間の半
径方向負荷を支持する。各々のＨＰタイ・ロッド１２０
は対応する出口案内翼８６を貫通するのが好ましい。こ
ろ軸受３２はＬＰタービン・シャフト３６の軸方向運動
に対して摺動するため、いかなる軸方向負荷支持装置も
ＬＰタービン外側レース１２２に対して必要でない。
本発明は従来のタービン・エンジン・フレームを廃止
し、その場所に丈夫なＨＰタービン支持装置を有する構
造を設け、タービン支持装置はＨＰタイ・ロッド１０６
および軸方向負荷支持コーン１１６を備え、それらすべ
てはＨＰタービン玉軸受集成体１４の外側レースに取付
けらえている。本発明の前記いくつかの実施例は、説明
のためのものである。実施例の記載は本発明を網羅しよ
うとするものでもなく、また本発明を開示された正確な
構造（例えばＨＰ及び又はＬＰタービン翼や静翼の列の
特定の箇数）に限定すること意図するものでもなく、多
くの変型および変更が前記教示に従って可能であること
は明らかである。
し、その場所に丈夫なＨＰタービン支持装置を有する構
造を設け、タービン支持装置はＨＰタイ・ロッド１０６
および軸方向負荷支持コーン１１６を備え、それらすべ
てはＨＰタービン玉軸受集成体１４の外側レースに取付
けらえている。本発明の前記いくつかの実施例は、説明
のためのものである。実施例の記載は本発明を網羅しよ
うとするものでもなく、また本発明を開示された正確な
構造（例えばＨＰ及び又はＬＰタービン翼や静翼の列の
特定の箇数）に限定すること意図するものでもなく、多
くの変型および変更が前記教示に従って可能であること
は明らかである。
第１図は、サブアセンブリを含むバイパスターボファン
・ジェットエンジンの１部の略断面図で、エンジンの燃
焼器およびタービン部分を示している。 １０…ジェットエンジン・サブアッセンブリ、１２…Ｈ
Ｐタービン・シャフト、１４…玉軸受集成体、２２…Ｈ
Ｐタービン傾斜タービン翼、２４…ＨＰタービン・ディ
スク、２６…ＨＰタービン・ディスク・コーン、２８…
圧縮機ディスク・コーン、３０…タービンころ軸受集成
体、３６…ＬＰタービン・シャフト、３８…ＬＰ傾斜タ
ービン翼、３９…シュラウド、４０，４４…ＬＰタービ
ン・ディスク、４２…ＬＰタービン傾斜タービン翼、４
３…シュラウド、４６…スペーサ、４８…ディスク・コ
ーン、５０…内側空気流路、５４…圧縮機ディフュー
ザ、５６…燃焼器、６０…ＨＰタービン、６２…ＬＰタ
ービン、６４…外側空気流路、６６…外側ダクト、６８
…内側ダクト、７８…燃焼器外側ケーシング、９２…燃
焼器内側ケーシング、１１４…軸方向負荷支持装置。
・ジェットエンジンの１部の略断面図で、エンジンの燃
焼器およびタービン部分を示している。 １０…ジェットエンジン・サブアッセンブリ、１２…Ｈ
Ｐタービン・シャフト、１４…玉軸受集成体、２２…Ｈ
Ｐタービン傾斜タービン翼、２４…ＨＰタービン・ディ
スク、２６…ＨＰタービン・ディスク・コーン、２８…
圧縮機ディスク・コーン、３０…タービンころ軸受集成
体、３６…ＬＰタービン・シャフト、３８…ＬＰ傾斜タ
ービン翼、３９…シュラウド、４０，４４…ＬＰタービ
ン・ディスク、４２…ＬＰタービン傾斜タービン翼、４
３…シュラウド、４６…スペーサ、４８…ディスク・コ
ーン、５０…内側空気流路、５４…圧縮機ディフュー
ザ、５６…燃焼器、６０…ＨＰタービン、６２…ＬＰタ
ービン、６４…外側空気流路、６６…外側ダクト、６８
…内側ダクト、７８…燃焼器外側ケーシング、９２…燃
焼器内側ケーシング、１１４…軸方向負荷支持装置。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭59−226235（ＪＰ，Ａ) 特公 平４−13529（ＪＰ，Ｂ２) 特公 平４−18133（ＪＰ，Ｂ２)
Claims (9)
- 【請求項１】ジェットエンジン・サブアッセンブリであ
って、 （ａ）後方部分を有するタービン・シャフトと、 （ｂ）前記後方部分付近で前記タービン・シャフトに取
付けられたタービン内側レースを有し、またタービン外
側レースを有するタービン玉軸受集成体と、 （ｃ）前端および後端を有する燃焼器外側ケーシング
と、 （ｄ）全体的に半径方向に延びる複数個のタイ・ロツド
であって、各々半径方向最内端が前記タービン外側レー
スに取付けられ、半径方向最外端が前記後端付近で前記
燃焼器外側ケーシングに取付けられた前記タイ・ロツド
と、 （ｅ）前記前端付近で前記燃焼器外側ケーシングに取付
けられた半径方向外側ダクトを有しまた半径方向内側ダ
クトを有する圧縮機ディフューザと、 （ｆ）前記タービン外側レースと前記圧縮機ディフュー
ザの前記半径方向内側ダクトとの間の軸方向負荷を構造
的に支持する全体的に縦方向に延びる軸方向負荷支持装
置であって、該軸方向負荷支持装置は前記圧縮機ディフ
ューザの前記半径方向内側ダクトの略完全に半径方向内
方に設置された軸方向負荷支持装置とを含むジェットエ
ンジン・サブアッセンブリ。 - 【請求項２】前記軸方向負荷支持装置が、前記タイ・ロ
ッドの略完全に前方で縦方向に配置された請求項１記載
のジェットエンジン・サブアッセンブリ。 - 【請求項３】前記軸方向負荷支持装置が、前記タイ・ロ
ッドから独立している請求項２記載のジェットエンジン
・サブアッセンブリ。 - 【請求項４】前記軸方向負荷支持装置が、前記圧縮機デ
ィフューザの前記半径方向内側ダクトに連結された前方
部分を有しまた後方部分を有し、前記軸方向負荷支持装
置はまた両端を有する軸方向支持コーンを有し、前記軸
方向支持コーンは前記支持コーン端部の一方を前記ター
ビン外側レースに取付けられまた他方の前記支持コーン
端部を前記燃焼器内側ケーシング前方部分の前記後方部
分に取付けられた請求項３記載のジェットエンジン・サ
ブアッセンブリ。 - 【請求項５】前記燃焼器内側ケーシングに取付けられた
タービン・ノズルを有し、また多数のタービン・ノズル
翼を有し、各々の前記タイ・ロッドが対応する上記のタ
ービン・ノズル翼を貫通する請求項４記載のジェットエ
ンジン・サブアッセンブリ。 - 【請求項６】前記タービン玉軸受集成体の縦方向後端に
おいて前記タービン・シャフトに取付けられたタービン
翼の最前列をも有する請求項１、４または５項記載のジ
ェットエンジン・サブアッセンブリ。 - 【請求項７】前記タービン翼が傾斜タービン翼を有する
請求項６記載のジェットエンジン・サブアッセンブリ。 - 【請求項８】各々の前記傾斜タービン翼がシュラウドの
ない翼である請求項７記載のジェットエンジン・サブア
ッセンブリ。 - 【請求項９】前記タービン・シャフトは高圧タービン・
シャフトであり、前記シュラウドのない傾斜タービン翼
の最前列は、シュラウドのない高圧傾斜タービン翼の再
前列である第８項のジェットエンジン・サブアッセンブ
リ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/285,569 US4965994A (en) | 1988-12-16 | 1988-12-16 | Jet engine turbine support |
| US285,569 | 1988-12-16 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02218822A JPH02218822A (ja) | 1990-08-31 |
| JPH061058B2 true JPH061058B2 (ja) | 1994-01-05 |
Family
ID=23094814
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1317957A Expired - Lifetime JPH061058B2 (ja) | 1988-12-16 | 1989-12-08 | ジェットエンジン・サブアッセンブリ |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4965994A (ja) |
| JP (1) | JPH061058B2 (ja) |
| CA (1) | CA1308923C (ja) |
| DE (1) | DE3940975A1 (ja) |
| FR (1) | FR2640686A1 (ja) |
| GB (1) | GB2229229B (ja) |
Families Citing this family (77)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5160251A (en) * | 1991-05-13 | 1992-11-03 | General Electric Company | Lightweight engine turbine bearing support assembly for withstanding radial and axial loads |
| US5272869A (en) * | 1992-12-10 | 1993-12-28 | General Electric Company | Turbine frame |
| US5292227A (en) * | 1992-12-10 | 1994-03-08 | General Electric Company | Turbine frame |
| US6185925B1 (en) | 1999-02-12 | 2001-02-13 | General Electric Company | External cooling system for turbine frame |
| US6708482B2 (en) | 2001-11-29 | 2004-03-23 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
| US6619030B1 (en) | 2002-03-01 | 2003-09-16 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors |
| US6732502B2 (en) | 2002-03-01 | 2004-05-11 | General Electric Company | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor |
| US6684626B1 (en) | 2002-07-30 | 2004-02-03 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines |
| US6711887B2 (en) | 2002-08-19 | 2004-03-30 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines |
| US6763653B2 (en) | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster |
| US6763652B2 (en) | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines |
| US6763654B2 (en) | 2002-09-30 | 2004-07-20 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans |
| RU2241842C1 (ru) * | 2003-05-16 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Опора ротора турбины газотурбинного двигателя |
| DE10358953A1 (de) * | 2003-12-15 | 2005-07-28 | Man Turbo Ag | Lagerung des Rotors einer Gasturbine |
| US7185484B2 (en) * | 2004-08-11 | 2007-03-06 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine |
| EP1828574B1 (en) | 2004-12-01 | 2010-11-03 | United Technologies Corporation | Close coupled gearbox assembly for a tip turbine engine |
| WO2006059990A1 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Regenerative turbine blade and vane cooling for a tip turbine engine |
| US7959532B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-06-14 | United Technologies Corporation | Hydraulic seal for a gearbox of a tip turbine engine |
| WO2006110122A2 (en) | 2004-12-01 | 2006-10-19 | United Technologies Corporation | Inflatable bleed valve for a turbine engine and a method of operating therefore |
| WO2006059986A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow |
| WO2006059971A2 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine integral fan, combustor, and turbine case |
| EP1825113B1 (en) * | 2004-12-01 | 2012-10-24 | United Technologies Corporation | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine |
| WO2006059980A2 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Diffuser aspiration for a tip turbine engine |
| DE602004031470D1 (de) * | 2004-12-01 | 2011-03-31 | United Technologies Corp | Übergangskanal mit mitteln zur strömungsvektorbeeinflussung bei einer gasturbine |
| US8061968B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-11-22 | United Technologies Corporation | Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine |
| US8104257B2 (en) * | 2004-12-01 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages |
| WO2006060009A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Turbine blade engine comprising turbine clusters and radial attachment lock arrangement therefor |
| EP1828545A2 (en) | 2004-12-01 | 2007-09-05 | United Technologies Corporation | Annular turbine ring rotor |
| EP1828591B1 (en) * | 2004-12-01 | 2010-07-21 | United Technologies Corporation | Peripheral combustor for tip turbine engine |
| WO2006060013A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Seal assembly for a fan rotor of a tip turbine engine |
| WO2006059988A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Modular tip turbine engine |
| US20090148273A1 (en) * | 2004-12-01 | 2009-06-11 | Suciu Gabriel L | Compressor inlet guide vane for tip turbine engine and corresponding control method |
| US8087885B2 (en) * | 2004-12-01 | 2012-01-03 | United Technologies Corporation | Stacked annular components for turbine engines |
| DE602004031986D1 (de) | 2004-12-01 | 2011-05-05 | United Technologies Corp | Gebläse-turbinen-rotoranordnung für einen spitzenturbinenmotor |
| WO2006059978A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Cantilevered tip turbine engine |
| WO2006059979A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine integral case, vane, mount, and mixer |
| US7887296B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-15 | United Technologies Corporation | Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine |
| WO2006060004A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Combustor for 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 |
| EP1828547B1 (en) | 2004-12-01 | 2011-11-30 | United Technologies Corporation | Turbofan comprising a plurality of individually controlled inlet guide vanes and corresponding controlling method |
| US7976273B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine support structure |
| WO2006059973A1 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine with a heat exchanger |
| EP1841959B1 (en) | 2004-12-01 | 2012-05-09 | United Technologies Corporation | Balanced turbine rotor fan blade for a tip turbine engine |
| WO2006060006A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine non-metallic tailcone |
| WO2006112807A2 (en) | 2004-12-01 | 2006-10-26 | United Technologies Corporation | Turbine engine and method for starting a turbine engine |
| WO2006110124A2 (en) * | 2004-12-01 | 2006-10-19 | United Technologies Corporation | Ejector cooling of outer case for tip turbine engine |
| US9003759B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Particle separator for tip turbine engine |
| US8757959B2 (en) | 2004-12-01 | 2014-06-24 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine comprising a nonrotable compartment |
| US7921636B2 (en) * | 2004-12-01 | 2011-04-12 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine and corresponding operating method |
| US7883314B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-08 | United Technologies Corporation | Seal assembly for a fan-turbine rotor of a tip turbine engine |
| DE602004020125D1 (de) | 2004-12-01 | 2009-04-30 | United Technologies Corp | Schmiermittel-versorgungssystem für das getriebe eines tip-turbinen-triebwerks |
| DE602004016065D1 (de) | 2004-12-01 | 2008-10-02 | United Technologies Corp | Variable gebläseeinlassleitschaufelanordnung, turbinenmotor mit solch einer anordnung und entsprechendes steuerverfahren |
| US7934902B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-05-03 | United Technologies Corporation | Compressor variable stage remote actuation for turbine engine |
| US7874163B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-01-25 | United Technologies Corporation | Starter generator system for a tip turbine engine |
| US8561383B2 (en) | 2004-12-01 | 2013-10-22 | United Technologies Corporation | Turbine engine with differential gear driven fan and compressor |
| WO2006059985A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Axial compressor for tip turbine engine |
| US9109537B2 (en) | 2004-12-04 | 2015-08-18 | United Technologies Corporation | Tip turbine single plane mount |
| US7584621B2 (en) * | 2005-08-05 | 2009-09-08 | Siemens Energy, Inc. | Radially expanding turbine engine exhaust cylinder interface |
| US20100303608A1 (en) * | 2006-09-28 | 2010-12-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Two-shaft gas turbine |
| US8967945B2 (en) | 2007-05-22 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Individual inlet guide vane control for tip turbine engine |
| US8091371B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame for gas turbine engine |
| US8347500B2 (en) * | 2008-11-28 | 2013-01-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of assembly and disassembly of a gas turbine mid turbine frame |
| US20100132377A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fabricated itd-strut and vane ring for gas turbine engine |
| US8099962B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-01-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system and radial locator for radially centering a bearing for gas turbine engine |
| US8061969B2 (en) * | 2008-11-28 | 2011-11-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
| US20100132371A1 (en) * | 2008-11-28 | 2010-06-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
| US8245518B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-08-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Mid turbine frame system for gas turbine engine |
| US8347635B2 (en) * | 2008-11-28 | 2013-01-08 | Pratt & Whitey Canada Corp. | Locking apparatus for a radial locator for gas turbine engine mid turbine frame |
| US8182204B2 (en) * | 2009-04-24 | 2012-05-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflector for a gas turbine strut and vane assembly |
| US8794923B2 (en) | 2010-10-29 | 2014-08-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine rotor tie shaft arrangement |
| US8770924B2 (en) | 2011-07-07 | 2014-07-08 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine with angled and radial supports |
| US20130042629A1 (en) * | 2011-08-17 | 2013-02-21 | David T. Feindel | Turbomachine load management assembly |
| US9896966B2 (en) | 2011-08-29 | 2018-02-20 | United Technologies Corporation | Tie rod for a gas turbine engine |
| RU2503839C1 (ru) * | 2012-06-22 | 2014-01-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Диффузор выхлопного тракта газотурбинной установки |
| US10048144B2 (en) * | 2013-07-12 | 2018-08-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for applying a compressive preload |
| US20170136498A1 (en) * | 2014-03-31 | 2017-05-18 | Hosokawa Micron Corporation | Classifier |
| US11448123B2 (en) | 2014-06-13 | 2022-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbofan architecture |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2614386A (en) * | 1945-02-20 | 1952-10-21 | Power Jets Res & Dev Ltd | Supporting and reinforcing structure for gas turbine engines |
| US2676459A (en) * | 1947-06-12 | 1954-04-27 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Gas turbine engine having a continuous outer stress bearing shell and means allowing access through the shell to the combustion space of the engine |
| GB647345A (en) * | 1947-06-17 | 1950-12-13 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Improvements in or relating to combustion apparatus for gas turbine engines |
| GB718827A (en) * | 1952-01-18 | 1954-11-24 | Rolls Royce | Improvements relating to gas turbine engines |
| US2875579A (en) * | 1952-08-08 | 1959-03-03 | Gen Motors Corp | Gas turbine engine midframe |
| GB744920A (en) * | 1953-05-12 | 1956-02-15 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines |
| BE535079A (ja) * | 1954-01-25 | |||
| US2977758A (en) * | 1955-02-18 | 1961-04-04 | Rolls Royce | Propeller driving gas-turbine engines |
| US2930662A (en) * | 1956-11-01 | 1960-03-29 | Bristol Aero Engines Ltd | Supporting structure for a gas turbine bearing |
| GB948559A (en) * | 1962-06-20 | 1964-02-05 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| US3372542A (en) * | 1966-11-25 | 1968-03-12 | United Aircraft Corp | Annular burner for a gas turbine |
| US4030288A (en) * | 1975-11-10 | 1977-06-21 | Caterpillar Tractor Co. | Modular gas turbine engine assembly |
| US4483149A (en) * | 1982-05-20 | 1984-11-20 | United Technologies Corporation | Diffuser case for a gas turbine engine |
-
1988
- 1988-12-16 US US07/285,569 patent/US4965994A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-08-24 CA CA000609290A patent/CA1308923C/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-12-08 JP JP1317957A patent/JPH061058B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1989-12-12 DE DE3940975A patent/DE3940975A1/de not_active Withdrawn
- 1989-12-13 FR FR8916509A patent/FR2640686A1/fr not_active Withdrawn
- 1989-12-13 GB GB8928153A patent/GB2229229B/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4965994A (en) | 1990-10-30 |
| FR2640686A1 (fr) | 1990-06-22 |
| GB2229229A (en) | 1990-09-19 |
| GB8928153D0 (en) | 1990-02-14 |
| GB2229229B (en) | 1992-08-19 |
| CA1308923C (en) | 1992-10-20 |
| JPH02218822A (ja) | 1990-08-31 |
| DE3940975A1 (de) | 1990-06-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4965994A (en) | Jet engine turbine support | |
| US4900221A (en) | Jet engine fan and compressor bearing support | |
| JP4179857B2 (ja) | タービン間エンジンフレームを有する航空機エンジン | |
| CA2414992C (en) | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors | |
| CN118647801A (zh) | 包括承载可变桨距入口定子叶片的半壳式壳体的涡轮机组件 | |
| JP4396886B2 (ja) | モールスピンによりリングに結合されたストラットを有するガスタービンエンジンフレーム | |
| US6382905B1 (en) | Fan casing liner support | |
| US8985942B2 (en) | Turbine exhaust case duct | |
| US4766723A (en) | Turbofan gas turbine engine and mountings therefore | |
| JPH0424081Y2 (ja) | ||
| US11156109B2 (en) | Blade retention features for turbomachines | |
| US3313105A (en) | Gas turbine engine having turbo-compressor thrust bearing means responsive to differential pressures | |
| US20070240424A1 (en) | Gas turbine engine having bypass ducts | |
| EP4695505A1 (en) | Optimization of an open rotor propulsion system comprising an unducted fan and a ducted fan | |
| CN117927382A (zh) | 轴承组件 | |
| CN114060099B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的涡轮区段的转子组件 | |
| GB2299378A (en) | Cooling compressor guide vanes | |
| CN114076002A (zh) | 控制静态和旋转结构之间的偏转失配的系统和设备 | |
| US20260015945A1 (en) | Diffuser-turbine flow network | |
| WO2024213908A1 (en) | Propulsion system architecture comprising an unducted fan and a ducted fan | |
| CN121152749A (zh) | 燃气涡轮发动机轴轴承配置 | |
| IT8922687A1 (it) | Supporto per turbina di motore a reazione | |
| CN110273755A (zh) | 带有超高压压缩机的燃气涡轮发动机装置 | |
| CN114251132A (zh) | 具有金属结构构件和复合整流罩的燃气涡轮发动机的转子叶片 | |
| US20180306040A1 (en) | Transition duct for a gas turbine engine |