JPH061059B2 - バイパス・ターボファン・ジェットエンジン・サブアッセンブリ - Google Patents
バイパス・ターボファン・ジェットエンジン・サブアッセンブリInfo
- Publication number
- JPH061059B2 JPH061059B2 JP1317952A JP31795289A JPH061059B2 JP H061059 B2 JPH061059 B2 JP H061059B2 JP 1317952 A JP1317952 A JP 1317952A JP 31795289 A JP31795289 A JP 31795289A JP H061059 B2 JPH061059 B2 JP H061059B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- compressor
- fan
- outer race
- cone
- attached
- 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
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
- F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
- F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
- F01D25/162—Bearing supports
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［関連出願］ 本発明は同日に出願する名称「ジェットエンジンのター
ビン支持装置」の特許出願と関連する。
ビン支持装置」の特許出願と関連する。
［発明の背景］ 本発明は一般的にバイパス・ターボファン・ジェットエ
ンジン、とくにファンを前方に備え、通常のエンジン・
フレームの必要をなくしたようなエンジン（一般にフロ
ント・ファン・エンジンと称する）の軸受支持体に関す
るものである。
ンジン、とくにファンを前方に備え、通常のエンジン・
フレームの必要をなくしたようなエンジン（一般にフロ
ント・ファン・エンジンと称する）の軸受支持体に関す
るものである。
フロント・ファン・エンジンはその推力のある部分をコ
ア・ターボエンジンから引出し、推力のある部分をフロ
ント・ファンから引出して、フロント・ファンからの空
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・エンジンのタービンの一部によって
駆動されるフロント・ファンは、プロペラのように作用
しエンジンに推力を加える。
ア・ターボエンジンから引出し、推力のある部分をフロ
ント・ファンから引出して、フロント・ファンからの空
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・エンジンのタービンの一部によって
駆動されるフロント・ファンは、プロペラのように作用
しエンジンに推力を加える。
コア・ターボジェット・エンジンは圧縮機を有し、その
後に燃焼器、タービンおよび排気ノズルが順に続いてい
る。圧縮機は燃焼器に噴射される燃料を一層よく燃焼す
るため流入する空気を圧縮する。燃料／空気混合物は着
火され、燃焼器からの燃焼ガスはタービンブレードを回
転して圧縮機を駆動し、次に排気ノズルから排出してエ
ンジンに推力を供給する。公知のフロント・ファン・エ
ンジンは一般的に２つのエンジン・フレームを有し、そ
の唯一の目的はフロント・ファンおよびコア・ターボジ
ェット・エンジンの圧縮機の軸受を支持することであ
る。これらのエンジン・フレームはエンジンの重量を増
加し、それらを廃止することは燃料消費率を改善し製造
コストを下げることになる。
後に燃焼器、タービンおよび排気ノズルが順に続いてい
る。圧縮機は燃焼器に噴射される燃料を一層よく燃焼す
るため流入する空気を圧縮する。燃料／空気混合物は着
火され、燃焼器からの燃焼ガスはタービンブレードを回
転して圧縮機を駆動し、次に排気ノズルから排出してエ
ンジンに推力を供給する。公知のフロント・ファン・エ
ンジンは一般的に２つのエンジン・フレームを有し、そ
の唯一の目的はフロント・ファンおよびコア・ターボジ
ェット・エンジンの圧縮機の軸受を支持することであ
る。これらのエンジン・フレームはエンジンの重量を増
加し、それらを廃止することは燃料消費率を改善し製造
コストを下げることになる。
ファンおよび圧縮機は先端が周りのダクトをかすめるブ
レードを有する。所要の間隙は幾分かはエンジンフレー
ムの半径方向ばね定数によって決定される。半径方向ば
ね定数が大きいと所要の間隙は小さくなり、漏洩を減少
し、燃料消費率を改善する。
レードを有する。所要の間隙は幾分かはエンジンフレー
ムの半径方向ばね定数によって決定される。半径方向ば
ね定数が大きいと所要の間隙は小さくなり、漏洩を減少
し、燃料消費率を改善する。
コア・ターボジェット・エンジンのみから構成されるエ
ンジンにおいて、圧縮機を支持するエンジン・フレーム
を廃止し、その代わり圧縮機軸受を空気流案内兼軸受支
持の二重の役割をなす一列の圧縮機案内ベーンによって
支持しうることは公知である。他の公知のジェット・エ
ンジンにおいて、タービン・ノズル・ベーン（またはベ
ーンを貫通する支持ロッド）はタービン軸受を支持す
る。
ンジンにおいて、圧縮機を支持するエンジン・フレーム
を廃止し、その代わり圧縮機軸受を空気流案内兼軸受支
持の二重の役割をなす一列の圧縮機案内ベーンによって
支持しうることは公知である。他の公知のジェット・エ
ンジンにおいて、タービン・ノズル・ベーン（またはベ
ーンを貫通する支持ロッド）はタービン軸受を支持す
る。
しかしながら、重いエンジン・フレームの必要なしにそ
のように支持することが望ましいにしても、ファンおよ
び圧縮機軸受を支持するため、このような手段をフロン
ト・ファン・エンジンに利用することができなかった。
のように支持することが望ましいにしても、ファンおよ
び圧縮機軸受を支持するため、このような手段をフロン
ト・ファン・エンジンに利用することができなかった。
本発明を説明する際、「構造ファン・ステータ」および
「構造圧縮機案内ベーン」なる用語が使用される。本発
明の目的に対し、「構造ファン・ステータ」は負荷をう
けるファン・ステータ（またはその一部）、もしくは負
荷をうけるロッド（または同等物）を囲むファン・ステ
ータである。同様に、本発明の目的に対し、「構造圧縮
機案内ベーン」は負荷をうける圧縮機案内ベーン（また
はその一部）、もしくは負荷をうけるロッド（または同
等物）を囲む圧縮機案内ベーンである。可変ステータま
たは案内ベーンを有するエンジンに対して、そのピッチ
制御部分は負荷をうけない。
「構造圧縮機案内ベーン」なる用語が使用される。本発
明の目的に対し、「構造ファン・ステータ」は負荷をう
けるファン・ステータ（またはその一部）、もしくは負
荷をうけるロッド（または同等物）を囲むファン・ステ
ータである。同様に、本発明の目的に対し、「構造圧縮
機案内ベーン」は負荷をうける圧縮機案内ベーン（また
はその一部）、もしくは負荷をうけるロッド（または同
等物）を囲む圧縮機案内ベーンである。可変ステータま
たは案内ベーンを有するエンジンに対して、そのピッチ
制御部分は負荷をうけない。
［発明の要約］ 本発明の目的は、燃料消費率を改善したバイパス・ター
ボファン・ジェットエンジンを提供することである。
ボファン・ジェットエンジンを提供することである。
本発明の別の目的は、通常のバイパス・ターボファン・
ジェットエンジンの設計において、ファンおよび圧縮機
を支持する高価かつ重いエンジン・フレームを廃止した
フロント・ファン・エンジンを提供することである。
ジェットエンジンの設計において、ファンおよび圧縮機
を支持する高価かつ重いエンジン・フレームを廃止した
フロント・ファン・エンジンを提供することである。
本発明のさらに別の目的は、ファンおよび圧縮機ブレー
ド先端間隙を一層狭く制御することにより、大きい推力
を得るエンジンのファンおよび圧縮機軸受支持装置を提
供することにある。
ド先端間隙を一層狭く制御することにより、大きい推力
を得るエンジンのファンおよび圧縮機軸受支持装置を提
供することにある。
本発明の基本的フロント・ファン・サブアッセンブリ
は、エンジン外側ダクト、一列の構造ファン・ステー
タ、ファン回転要素軸受集合体およびファン関連軸受取
付装置を有する。ステータの半径方向最外端はエンジン
外側ダクトに取付けられる。ステータの完全に内方に半
径方向に設置されるファン関連装置は、ステータの半径
方向内端をファン軸受外側レースに取付ける。サブアッ
センブリはまた一列の構造圧縮機案内ベーン、圧縮機回
転要素軸受集合体および圧縮機関連軸受取付装置を有す
る。案内ベーンの半径方向最外端は、延在してエンジン
外側ダクトに取付けられる。案内ベーンの略完全に半径
方向内方に設置される圧縮機関連装置は、案内ベーンの
半径方向最内端を圧縮機軸受外側レースに取付ける。サ
ブアッセンブリはさらに略完全にステータの半径方向内
方に設置され、軸方向負荷をファン外側レースと圧縮機
外側レースとの間で構造的に支持する軸受間支持装置を
有する。
は、エンジン外側ダクト、一列の構造ファン・ステー
タ、ファン回転要素軸受集合体およびファン関連軸受取
付装置を有する。ステータの半径方向最外端はエンジン
外側ダクトに取付けられる。ステータの完全に内方に半
径方向に設置されるファン関連装置は、ステータの半径
方向内端をファン軸受外側レースに取付ける。サブアッ
センブリはまた一列の構造圧縮機案内ベーン、圧縮機回
転要素軸受集合体および圧縮機関連軸受取付装置を有す
る。案内ベーンの半径方向最外端は、延在してエンジン
外側ダクトに取付けられる。案内ベーンの略完全に半径
方向内方に設置される圧縮機関連装置は、案内ベーンの
半径方向最内端を圧縮機軸受外側レースに取付ける。サ
ブアッセンブリはさらに略完全にステータの半径方向内
方に設置され、軸方向負荷をファン外側レースと圧縮機
外側レースとの間で構造的に支持する軸受間支持装置を
有する。
本発明の長いフロント・ファン・サブアッセンブリはさ
らに、ファン軸、圧縮機軸および内側流路面を有する。
内側流路面は、ステータと案内ベーン最内端を空気力学
的に連通するダクト部分を有する。ファン軸受内側レー
スはファン軸に取付けられ、圧縮機軸受内側レースは圧
縮機軸に取付けられる。この長いサブアッセンブリにお
いて、ファン関連装置、圧縮機関連装置および軸受支持
装置は、それぞれ略完全に内部流路の半径方向内方に設
置される。
らに、ファン軸、圧縮機軸および内側流路面を有する。
内側流路面は、ステータと案内ベーン最内端を空気力学
的に連通するダクト部分を有する。ファン軸受内側レー
スはファン軸に取付けられ、圧縮機軸受内側レースは圧
縮機軸に取付けられる。この長いサブアッセンブリにお
いて、ファン関連装置、圧縮機関連装置および軸受支持
装置は、それぞれ略完全に内部流路の半径方向内方に設
置される。
いくつかの利益および利点が本発明から得られる。構造
ステータおよび案内ベーンの空気流案内兼軸受支持の二
重作用の特徴は、重量が大きく半径方向ばね定数が小さ
い通常のエンジン・フレームを除去出来ることによりエ
ンジンの燃料消費率を改善する。構造ファン・ステータ
および構造圧縮機案内ベーンが、除去された通常のエン
ジン・フレームより大きい半径方向ばね定数を有するた
め、一層大きいエンジン推力および一層燃料消費率をフ
ァン・ブレード先端間隙を一層狭く制御することによっ
て得られる。
ステータおよび案内ベーンの空気流案内兼軸受支持の二
重作用の特徴は、重量が大きく半径方向ばね定数が小さ
い通常のエンジン・フレームを除去出来ることによりエ
ンジンの燃料消費率を改善する。構造ファン・ステータ
および構造圧縮機案内ベーンが、除去された通常のエン
ジン・フレームより大きい半径方向ばね定数を有するた
め、一層大きいエンジン推力および一層燃料消費率をフ
ァン・ブレード先端間隙を一層狭く制御することによっ
て得られる。
［発明の詳細な説明］ 本発明のバイパス・ターボファン・エンジン・サブアッ
センブリ１０は、第１図に示すように、エンジン空気流
路の外側限界を画定するエンジン外側ダクト１２を備え
ている。エンジン外側ダクト１２はファン・ステータ・
ケーシング部分１４、中間部分１６および後方部分１８
を有する。ファン・ステータ・ケーシング部分１４は機
体にエンジンを取り付けるのに使用される前方フランジ
２０を有し、また中間部分１６の前方フランジ２４に取
り付けるのに使用される後方フランジ２２を有する。本
発明の記載を通じて、２つの部品が「取り付けられる」
とき、それらは１つ以上の中間連結構造体を介して一緒
に連結されるか、またはそれらは介在の構造なしに直接
一緒に連結されることをいうものとする。中間部分１６
は後方部分１８の前方フランジ２８に取付けるのに使用
される後方フランジ２６を有する。
センブリ１０は、第１図に示すように、エンジン空気流
路の外側限界を画定するエンジン外側ダクト１２を備え
ている。エンジン外側ダクト１２はファン・ステータ・
ケーシング部分１４、中間部分１６および後方部分１８
を有する。ファン・ステータ・ケーシング部分１４は機
体にエンジンを取り付けるのに使用される前方フランジ
２０を有し、また中間部分１６の前方フランジ２４に取
り付けるのに使用される後方フランジ２２を有する。本
発明の記載を通じて、２つの部品が「取り付けられる」
とき、それらは１つ以上の中間連結構造体を介して一緒
に連結されるか、またはそれらは介在の構造なしに直接
一緒に連結されることをいうものとする。中間部分１６
は後方部分１８の前方フランジ２８に取付けるのに使用
される後方フランジ２６を有する。
エンジン外側ダクトのファン・ステータ・ケーシング部
分１４はファンステータ集成体３０の一部であり、ファ
ン・ステータ集成体３０はまた一列の通常のファン・ス
テータ３２および一列の（通常最後端ステータ列）構造
ファン・ステータ３４を備えている。通常のファン・ス
テータ３２はそれぞれエンジン外側ダクトのファン・ス
テータ・ケーシング部分１４に取付けられた半径方向最
外端３６を有し、また半径方向最内端の自由端３８を有
する。ファン・ステータ構造３４は各々エンジン外側ダ
クトのファン・ステータ・ケーシング部分１４に取付け
られた半径方向最外端４０、および下記に記載する半径
方向最内端の取付け端４２を有する。ファン・ステータ
集成体３０はファン４４の一部であり、ファン４４はま
た第１ファン・ディスク４８に取付けられた第１列のフ
ァン・ブレード４６、および第２ファン・ディスク５２
に取付けられた第２列のファン・ブレード５０を有す
る。スペーサ５４は２つのディスク４８および５２を連
結する。第１ファン・ディスク４８はディスク・コーン
５６によってファン軸５８に取付けられている。
分１４はファンステータ集成体３０の一部であり、ファ
ン・ステータ集成体３０はまた一列の通常のファン・ス
テータ３２および一列の（通常最後端ステータ列）構造
ファン・ステータ３４を備えている。通常のファン・ス
テータ３２はそれぞれエンジン外側ダクトのファン・ス
テータ・ケーシング部分１４に取付けられた半径方向最
外端３６を有し、また半径方向最内端の自由端３８を有
する。ファン・ステータ構造３４は各々エンジン外側ダ
クトのファン・ステータ・ケーシング部分１４に取付け
られた半径方向最外端４０、および下記に記載する半径
方向最内端の取付け端４２を有する。ファン・ステータ
集成体３０はファン４４の一部であり、ファン４４はま
た第１ファン・ディスク４８に取付けられた第１列のフ
ァン・ブレード４６、および第２ファン・ディスク５２
に取付けられた第２列のファン・ブレード５０を有す
る。スペーサ５４は２つのディスク４８および５２を連
結する。第１ファン・ディスク４８はディスク・コーン
５６によってファン軸５８に取付けられている。
ファン回転要素軸受集合体６０はファン軸５８に取付け
られた内側レース６２を有する。実施例において、回転
要素は玉軸受６４である。構造ファン・ステータ３４の
半径方向最内端４２をファン回転要素軸受集合体６０の
外側レース６８に取付ける手段６６が設けられている。
これらの手段６６は略完全に半径方向に構造ステータの
内部に設置されている。好ましくは、そのようなファン
関連手段６６は一端が構造ファン・ステータ３４の半径
方向最内端４２に取付けられ、他端がファン外側レース
６８に取付けられたファン内側支持コーン６６を有す
る。他のそのような手段には、スポーク、タイ・バー、
ケーシング等及びこれらの組合せがあり、ステータ最内
端構造４２をファン外側レース６８に構造的に連結して
いる。外側レース６８を含むファン回転要素軸受集成体
６０を完全に縦方向に構造ステータ３４の列の前方に設
けることが望ましい。ファン外側レース６０をこのよう
に設置するのに好ましい位置は、回転するファン構造体
（ファン・ブレード４６，５０、ファン・ディスク４
８，５２、およびファン・ディスク・スペーサ５４）の
重心から垂直にファン軸５８に引いた線によって決定さ
れる点の付近にある。
られた内側レース６２を有する。実施例において、回転
要素は玉軸受６４である。構造ファン・ステータ３４の
半径方向最内端４２をファン回転要素軸受集合体６０の
外側レース６８に取付ける手段６６が設けられている。
これらの手段６６は略完全に半径方向に構造ステータの
内部に設置されている。好ましくは、そのようなファン
関連手段６６は一端が構造ファン・ステータ３４の半径
方向最内端４２に取付けられ、他端がファン外側レース
６８に取付けられたファン内側支持コーン６６を有す
る。他のそのような手段には、スポーク、タイ・バー、
ケーシング等及びこれらの組合せがあり、ステータ最内
端構造４２をファン外側レース６８に構造的に連結して
いる。外側レース６８を含むファン回転要素軸受集成体
６０を完全に縦方向に構造ステータ３４の列の前方に設
けることが望ましい。ファン外側レース６０をこのよう
に設置するのに好ましい位置は、回転するファン構造体
（ファン・ブレード４６，５０、ファン・ディスク４
８，５２、およびファン・ディスク・スペーサ５４）の
重心から垂直にファン軸５８に引いた線によって決定さ
れる点の付近にある。
ファン部分に後方において、エンジン空気流はスプリッ
タ７０によって２つの流路に分割される。内側流路７２
は圧縮機７４を通り、一方外側流路７６は圧縮機７４を
バイパスする。圧縮機７４は圧縮機案内ベーン集成体７
８を有し、集成体７８は圧縮機案内ベーン・ケーシング
８０および各々圧縮機案内ベーン・ケーシング８０に取
付けられた半径方向最外端８４と半径方向最内端の自由
端とを有する一列の通常の案内ベーン８２を有する。圧
縮機７４はまた１列（通常は最前端案内ベーン列）の構
造圧縮機案内ベーン８８を有し、構造案内ベーン８８は
各々延在してエンジン外側ダクト１２の中間部分１６に
取付けられる半径方向最外端９０を有し、また下記に記
載する半径方向最内端の取付端９２を有する。構造案内
ベーン８８は可変部分９４を取付けられ、そのピッチ
（空気流に対する角度）は特定の空気流速に最適になる
ように変更することができる。圧縮機７４はさらに第１
圧縮機ディスク９８に取付けられた第１列の圧縮機ブレ
ード９６、および第２圧縮機ディスク１０２に取付けら
れた第２列の圧縮機ブレード１００を有する。スペーサ
１０４は２つの圧縮機ディスク９８および１０２を連結
する。第１圧縮機ディスク９８はディスク・コーン１０
６によって圧縮機軸１０８に取付けられている。
タ７０によって２つの流路に分割される。内側流路７２
は圧縮機７４を通り、一方外側流路７６は圧縮機７４を
バイパスする。圧縮機７４は圧縮機案内ベーン集成体７
８を有し、集成体７８は圧縮機案内ベーン・ケーシング
８０および各々圧縮機案内ベーン・ケーシング８０に取
付けられた半径方向最外端８４と半径方向最内端の自由
端とを有する一列の通常の案内ベーン８２を有する。圧
縮機７４はまた１列（通常は最前端案内ベーン列）の構
造圧縮機案内ベーン８８を有し、構造案内ベーン８８は
各々延在してエンジン外側ダクト１２の中間部分１６に
取付けられる半径方向最外端９０を有し、また下記に記
載する半径方向最内端の取付端９２を有する。構造案内
ベーン８８は可変部分９４を取付けられ、そのピッチ
（空気流に対する角度）は特定の空気流速に最適になる
ように変更することができる。圧縮機７４はさらに第１
圧縮機ディスク９８に取付けられた第１列の圧縮機ブレ
ード９６、および第２圧縮機ディスク１０２に取付けら
れた第２列の圧縮機ブレード１００を有する。スペーサ
１０４は２つの圧縮機ディスク９８および１０２を連結
する。第１圧縮機ディスク９８はディスク・コーン１０
６によって圧縮機軸１０８に取付けられている。
圧縮機回転要素集成体１１０は圧縮機軸１０８に取付け
られた内側レース１１２を有する。実施例において、回
転要素はローラ軸受１１４である。構造圧縮機案内ベー
ン８８の半径方向最内端９２を圧縮機回転要素軸受集成
体１１０の外側レース１１８に取付ける手段１１６が設
けられている。これらの手段１１６は構造案内ベーン８
８の略完全に内側に半径方向に配置されている。好まし
くはその圧縮機関連手段１１６は圧縮機内側支持コーン
１１６を有し、支持コーン１１６は一端が構造圧縮機案
内ベーン８８の半径方向最内端９２に取付けられ、他端
が圧縮機外側レース１１８に取付けられている。他のそ
のような手段はスポーク、タイ・バー、ケーシング等お
よびこれらの組み合わせを含み、案内ベーン最内端９２
を圧縮機外側レース１１８に構造的に連結している。
られた内側レース１１２を有する。実施例において、回
転要素はローラ軸受１１４である。構造圧縮機案内ベー
ン８８の半径方向最内端９２を圧縮機回転要素軸受集成
体１１０の外側レース１１８に取付ける手段１１６が設
けられている。これらの手段１１６は構造案内ベーン８
８の略完全に内側に半径方向に配置されている。好まし
くはその圧縮機関連手段１１６は圧縮機内側支持コーン
１１６を有し、支持コーン１１６は一端が構造圧縮機案
内ベーン８８の半径方向最内端９２に取付けられ、他端
が圧縮機外側レース１１８に取付けられている。他のそ
のような手段はスポーク、タイ・バー、ケーシング等お
よびこれらの組み合わせを含み、案内ベーン最内端９２
を圧縮機外側レース１１８に構造的に連結している。
エンジン空気流の流路は構造ファン・ステータ３４の最
内端４２を構造圧縮機案内ベーン８８の最内端９２に空
気力学的に連通し、好ましくは構造的に連結する、ダク
ト部分１２２を有する内面１２０を含んでいる。
内端４２を構造圧縮機案内ベーン８８の最内端９２に空
気力学的に連通し、好ましくは構造的に連結する、ダク
ト部分１２２を有する内面１２０を含んでいる。
ファン外側レース６８と圧縮機外側レース１１８との間
に軸方向負荷を構造的に支持する手段が設けられてい
る。これらの手段１２４は構造ステータ３４の略完全に
半径方向内方に設置されている。実施例において、これ
らの軸受間支持装置１２４は、ファン関連手段６６およ
び圧縮機関連手段１１６とともに、各々略完全に内面１
２０の半径方向内側に配置されている。そのような軸受
間支持装置１２４はタイ・バー１２６（タイ・バー・コ
ーンとしても知られている）および前述した圧縮機内側
支持コーン１１６を含むのが好ましく、その場合、タイ
・バー１２６はその一端がファン外側レース６８に取付
けられ、その他端が圧縮機内側支持コーン１１６の一端
に取付けられ、また圧縮機内側支持コーン１１６はその
他端を圧縮機外側レース１１８に取付けられる。他のそ
のような軸受間支持手段は種々のタイ・バー、スポー
ク、コーン等及びこれらの組み合わせ含み、ファンと圧
縮機外側レース６８，１１８との間に軸方向負荷支持構
造を形成する。たとえば、タイ・バーの端部を直接ファ
ンおよび圧縮機外側レース６８，１１８に取付けるか、
またはファンおよび圧縮機内側支持コーン６６，１１６
に取付けるか、もしくはそれらを種々に組み合わせて取
付けることができる。
に軸方向負荷を構造的に支持する手段が設けられてい
る。これらの手段１２４は構造ステータ３４の略完全に
半径方向内方に設置されている。実施例において、これ
らの軸受間支持装置１２４は、ファン関連手段６６およ
び圧縮機関連手段１１６とともに、各々略完全に内面１
２０の半径方向内側に配置されている。そのような軸受
間支持装置１２４はタイ・バー１２６（タイ・バー・コ
ーンとしても知られている）および前述した圧縮機内側
支持コーン１１６を含むのが好ましく、その場合、タイ
・バー１２６はその一端がファン外側レース６８に取付
けられ、その他端が圧縮機内側支持コーン１１６の一端
に取付けられ、また圧縮機内側支持コーン１１６はその
他端を圧縮機外側レース１１８に取付けられる。他のそ
のような軸受間支持手段は種々のタイ・バー、スポー
ク、コーン等及びこれらの組み合わせ含み、ファンと圧
縮機外側レース６８，１１８との間に軸方向負荷支持構
造を形成する。たとえば、タイ・バーの端部を直接ファ
ンおよび圧縮機外側レース６８，１１８に取付けるか、
またはファンおよび圧縮機内側支持コーン６６，１１６
に取付けるか、もしくはそれらを種々に組み合わせて取
付けることができる。
本発明は、通常のファンおよび圧縮機のエンジン・フレ
ームを廃止し、それらの代わりに（エンジン略断面図で
見て）支持／空気流案内の二重の作用をする構造ファン
・ステータ列３４と構造圧縮機案内ベーン列８８を利用
する箱型の支持構造を提供し、その二重の作用は１実施
例においては、内端を内側支持コーン６６，１１６によ
ってファンおよび圧縮機軸受外側レース６８，１１８に
取付け且つ２つの外側レース６８，１１６をタイ・バー
１２６の使用によって相互接続する。
ームを廃止し、それらの代わりに（エンジン略断面図で
見て）支持／空気流案内の二重の作用をする構造ファン
・ステータ列３４と構造圧縮機案内ベーン列８８を利用
する箱型の支持構造を提供し、その二重の作用は１実施
例においては、内端を内側支持コーン６６，１１６によ
ってファンおよび圧縮機軸受外側レース６８，１１８に
取付け且つ２つの外側レース６８，１１６をタイ・バー
１２６の使用によって相互接続する。
本発明の好ましい実施例に関する以上の記載は説明のた
めのものである。本発明は開示された例示の通りにする
意図はなく、またそのように限定するものではなく（と
くにファンおよび圧縮機ブレードおよびステータおよび
／または案内ベーン列の数に関して）、多くの変更およ
び変形が上記教示に徴して明らかに可能である。
めのものである。本発明は開示された例示の通りにする
意図はなく、またそのように限定するものではなく（と
くにファンおよび圧縮機ブレードおよびステータおよび
／または案内ベーン列の数に関して）、多くの変更およ
び変形が上記教示に徴して明らかに可能である。
第１図は、エンジンのファンおよび圧縮機部分を示すサ
ブアッセンブリを含むバイパスターボファン・ジェット
エンジンの一部を示す略線図。 主な符号の説明 １０…サブアッセンブリ、１２…エンジン外側ダクト、
１４…ファン・ステータ・ケーシング、１６…中間部
分、１８…後方部分、３０…ファン・ステータ集合体、
３２…ファン・ステータ、３４…構造ファン・ステー
タ、４４…ファン、４６…ファン・ブレード、４８…第
１ファン・ディスク、５０…ファン・ブレード、５２…
第２ファン・ディスク、５４…ファン・ディスク・スペ
ーサ、５６…ディスク・コーン、５８…ファン軸、６０
…ファン軸受集成体、６２…内側レース、６６…ファン
内側支持コーン、６８…外側レース、７０…スプリッ
タ、７２…内側流路、７４…圧縮機、７８…圧縮機案内
ベーン集成体、８０…圧縮機案内ベーン・ケーシング、
８８…圧縮機案内ベーン、９６…圧縮機ブレード、９８
…第１圧縮機ディスク、１００…第２圧縮機ブレード、
１０２…第２圧縮機ディスク、１０８…圧縮機軸、１１
０…圧縮機回転要素軸受集成体、１１２…内側レース、
１１４…ローラ軸受、１１６…圧縮機内側支持コーン、
１１８…外側レース、１２２…ダクト部分、１２４…軸
受間支持装置、１２６…タイ・バー。
ブアッセンブリを含むバイパスターボファン・ジェット
エンジンの一部を示す略線図。 主な符号の説明 １０…サブアッセンブリ、１２…エンジン外側ダクト、
１４…ファン・ステータ・ケーシング、１６…中間部
分、１８…後方部分、３０…ファン・ステータ集合体、
３２…ファン・ステータ、３４…構造ファン・ステー
タ、４４…ファン、４６…ファン・ブレード、４８…第
１ファン・ディスク、５０…ファン・ブレード、５２…
第２ファン・ディスク、５４…ファン・ディスク・スペ
ーサ、５６…ディスク・コーン、５８…ファン軸、６０
…ファン軸受集成体、６２…内側レース、６６…ファン
内側支持コーン、６８…外側レース、７０…スプリッ
タ、７２…内側流路、７４…圧縮機、７８…圧縮機案内
ベーン集成体、８０…圧縮機案内ベーン・ケーシング、
８８…圧縮機案内ベーン、９６…圧縮機ブレード、９８
…第１圧縮機ディスク、１００…第２圧縮機ブレード、
１０２…第２圧縮機ディスク、１０８…圧縮機軸、１１
０…圧縮機回転要素軸受集成体、１１２…内側レース、
１１４…ローラ軸受、１１６…圧縮機内側支持コーン、
１１８…外側レース、１２２…ダクト部分、１２４…軸
受間支持装置、１２６…タイ・バー。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭50−77719（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−310129（ＪＰ，Ａ) 特公 昭57−4824（ＪＰ，Ｂ２) 特公 昭53−3444（ＪＰ，Ｂ２)
Claims (8)
- 【請求項１】（ａ）エンジン外側ダクトと、 （ｂ）各々前記エンジン外側ダクトに取付けられた半径
方向最外端を有しまた各々半径方向最内端を有する一例
の構造ファン・ステータと、 （ｃ）ファン外側レースを有するファン回転要素軸受集
成体と、 （ｄ）略完全に前記ステータの半径方向内方に配置さ
れ、前記ステータ最内端を前記ファン外側レースに取付
けるファン関連手段と、 （ｅ）各々前記エンジン外側ダクトに延在し且つ取付け
られる半径方向最外端を有しまた各々半径方向最内端を
有する一列の構造圧縮機案内ベーンと、 （ｆ）圧縮機外側レースを有する圧縮機回転要素軸受集
成体と、 （ｇ）略完全に前記案内ベーンの半径方向内方に配置さ
れ、前記案内ベーンの最内端を前記圧縮機外側レースに
取付ける圧縮機関連手段と、 （ｈ）略完全に前記ステータの半径方向内方に配置さ
れ、前記ファン外側レースと前記圧縮機外側レースとの
間で軸方向負荷を構造的に支持する軸受間支持装置とを
含むバイパス・ターボファン・ジェットエンジン・サブ
アッセンブリ。 - 【請求項２】（ａ）エンジン外側ダクトと、 （ｂ）各々前記エンジン外側ダクトに取付けられた半径
方向最外端を有しまた各々半径方向最内端を有する構造
ファン・ステータと、 （ｃ）ファン軸と、 （ｄ）前記ファン軸に取付けられたファン内側レースを
有しまたファン外側レースを有するファン回転要素軸受
集成体と、 （ｅ）各々前記エンジン外側ダクトに延在し且つ取付け
られた半径方向最外端を有しまた各々半径方向最内端を
有する一例の構造圧縮機案内ベーンと、 （ｆ）前記構造ファン・ステータの前記最内端を前記構
造圧縮機案内ベーンの前記最内端に空気力学的に連通す
るダクト部分を有する内側流路面と、 （ｇ）略完全に前記流路の半径方向内方に配置され、前
記ファン・ステータ構造の最内端を前記ファン回転要素
軸受集成体のファン外側レースに取付けるファン関連手
段と、 （ｈ）圧縮機軸と、 （ｉ）前記圧縮機軸に取付けられた圧縮機内側レースを
有しまた前記圧縮機外側レースを有する圧縮機回転要素
軸受集成体と、 （ｊ）略完全に前記内側流路面の半径方向内方に配置さ
れ、前記構造圧縮機案内ベーンの前記最内端を前記圧縮
機回転要素軸受集成体の前記圧縮機外側レースに取付け
る圧縮機関連手段と、 （ｋ）略完全に前記内側流路面の半径方向内方に配置さ
れ、軸方向負荷を前記ファン外側レースと前記圧縮機外
側レースとの間で構造的に支持する軸受間支持手段とを
含む、バイパス・ターボファン・ジェットエンジン・サ
ブアッセンブリ。 - 【請求項３】前記ファン関連手段は２端を有するファン
内側支持コーンを含み、前記ファン・コーン端部の一方
は前記構造ファン・ステータの前記半径方向最内端に取
付けられ、前記ファン・コーン端部の他方は前記ファン
外側レースに取付けられた請求項１又は２記載のサブア
ッセンブリ。 - 【請求項４】前記圧縮機関連手段は２端を有する圧縮機
内側支持コーンを含み、前記圧縮機コーン端部の一方は
前記構造圧縮機案内ベーンの前記半径方向最内端に取付
けられ、前記圧縮機コーン端部の他方は前記圧縮機外側
レースに取付けられた請求項１または２記載のサブアッ
センブリ。 - 【請求項５】前記軸受間支持手段はタイ・バーを有し、
前記圧縮機内側支持コーンは各々両端を有し、前記タイ
・バーは前記タイ・バー端部の一方が前記ファン外側レ
ース取付けれ前記タイ・バー端部の他方が前記圧縮機内
側支持コーンの前記圧縮機コーン端部の一方に取付けら
れ、前記圧縮機内側支持コーンは前記圧縮機コーン端部
の他方が前記圧縮機外側レースに取付けられた請求項１
または２記載のサブアッセンブリ。 - 【請求項６】（ａ）前記ファン関連手段は両端を有する
ファン内側支持コーンを有し、前記ファン・コーン端部
の一方は前記構造ファン・ステータの前記半径方向最内
端に取付けられ、前記ファン・コーン端部の他方は前記
ファン外側レースに取付けられ、 （ｂ）前記圧縮機関連手段は２端を有する圧縮機内側支
持コーンを含み、前記圧縮機コーン端部の一方は前記構
造圧縮機案内ベーンの前記半径方向最内端に取付けら
れ、前記圧縮機コーン端部の他方は前記圧縮機外側レー
スに取付けられ、 （ｃ）前記軸受間支持手段は２端を有するタイ・バーお
よび前記圧縮機関連手段を有し、前記タイ・バーは前記
タイ・バー端部の一方が前記ファン外側レースに取付け
られ、前記タイ・バー端部の他方が前記圧縮機内側支持
コーンの前記圧縮機コーン端部の一方に取付けられ、前
記圧縮機内側支持コーンは前記圧縮機コーン端部の他方
が前記圧縮機外側レースに取付けられている請求項１ま
たは２記載のサブアッセンブリ。 - 【請求項７】前記ファン外側レースは完全に前記ステー
タ列の縦方向前方に配置された請求項６記載のサブアッ
センブリ。 - 【請求項８】前記ファン外側レースは前記ステータ列の
完全に前方に配置された請求項１または２記載のサブア
ッセンブリ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/285,570 US4900221A (en) | 1988-12-16 | 1988-12-16 | Jet engine fan and compressor bearing support |
| US285,570 | 1988-12-16 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02218823A JPH02218823A (ja) | 1990-08-31 |
| JPH061059B2 true JPH061059B2 (ja) | 1994-01-05 |
Family
ID=23094819
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1317952A Expired - Lifetime JPH061059B2 (ja) | 1988-12-16 | 1989-12-08 | バイパス・ターボファン・ジェットエンジン・サブアッセンブリ |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4900221A (ja) |
| JP (1) | JPH061059B2 (ja) |
| CA (1) | CA1308924C (ja) |
| DE (1) | DE3940974A1 (ja) |
| FR (1) | FR2640691A1 (ja) |
| GB (1) | GB2226854B (ja) |
Families Citing this family (45)
| 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 |
| US5201801A (en) * | 1991-06-04 | 1993-04-13 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine particle separator |
| US5237817A (en) * | 1992-02-19 | 1993-08-24 | Sundstrand Corporation | Gas turbine engine having low cost speed reduction drive |
| RU2168656C1 (ru) * | 1999-10-26 | 2001-06-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Направляющий аппарат осевого компрессора |
| US6561761B1 (en) * | 2000-02-18 | 2003-05-13 | General Electric Company | Fluted compressor flowpath |
| GB2360069B (en) * | 2000-03-11 | 2003-11-26 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine |
| RU2176334C1 (ru) * | 2000-04-10 | 2001-11-27 | Донецкий государственный научно-исследовательский, проектно-конструкторский и экспериментальный институт комплексной механизации шахт "Донгипроуглемаш" | Рабочее колесо осевого вентилятора |
| RU2235918C2 (ru) * | 2000-09-11 | 2004-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор компрессора газотурбинного двигателя |
| RU2186256C2 (ru) * | 2000-09-18 | 2002-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Компрессор газотурбинного двигателя |
| RU2186257C2 (ru) * | 2000-10-03 | 2002-07-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Статор компрессора газотурбинного двигателя |
| RU2186260C1 (ru) * | 2001-02-09 | 2002-07-27 | Акционерное общество открытого типа "Научно-производственное объединение по исследованию и проектированию энергетического оборудования им. И.И.Ползунова" | Способ диагностирования повреждений рабочих лопаток турбомашины |
| RU2177089C2 (ru) * | 2001-03-15 | 2001-12-20 | ООО "Самаратрансгаз" | Способ ремонта воздушного компрессора газотурбинной установки |
| RU2205990C1 (ru) * | 2001-11-12 | 2003-06-10 | Закрытое акционерное общество "Гидроаэроцентр" | Рабочее колесо осевого вентилятора |
| RU2188340C1 (ru) * | 2001-11-15 | 2002-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения" им. П.И.Баранова | Рабочее колесо осевого вентилятора или компрессора |
| RU2205299C1 (ru) * | 2001-11-23 | 2003-05-27 | Закрытое акционерное общество "Гидроаэроцентр" | Рабочее колесо осевого вентилятора |
| RU2205298C1 (ru) * | 2001-11-23 | 2003-05-27 | Закрытое акционерное общество "Гидроаэроцентр" | Рабочее колесо осевого вентилятора |
| RU2225535C2 (ru) * | 2002-04-01 | 2004-03-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор компрессора газотурбинного двигателя |
| RU2235919C2 (ru) * | 2002-07-09 | 2004-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Статор компрессора газотурбинного двигателя |
| GB2395983A (en) * | 2002-12-03 | 2004-06-09 | Rolls Royce Plc | Mixed flow compressor for gas turbine engine |
| RU2241861C1 (ru) * | 2003-03-27 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Ротор турбокомпрессора |
| DE602004014154D1 (de) * | 2003-07-29 | 2008-07-10 | Pratt & Whitney Canada | Turbofan-Triebwerksgehäuse, Turbofantriebwerk und entsprechendes Verfahren |
| US7370467B2 (en) * | 2003-07-29 | 2008-05-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbofan case and method of making |
| RU2265754C2 (ru) * | 2003-11-11 | 2005-12-10 | Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт"(ОАО "Силовые машины") | Рабочее колесо осевого компрессора (варианты) |
| DE10358953A1 (de) * | 2003-12-15 | 2005-07-28 | Man Turbo Ag | Lagerung des Rotors einer Gasturbine |
| RU2317447C2 (ru) * | 2005-08-22 | 2008-02-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высоконапорный многоступенчатый компрессор газотурбинного двигателя |
| US7581889B2 (en) | 2006-09-08 | 2009-09-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integral tandem bearing for high speed flexible shafts |
| US7942635B1 (en) * | 2007-08-02 | 2011-05-17 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Twin spool rotor assembly for a small gas turbine engine |
| RU2414628C1 (ru) * | 2009-08-31 | 2011-03-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбокомпрессор газотурбинного двигателя |
| US8727695B2 (en) * | 2009-12-09 | 2014-05-20 | Rolls-Royce Corporation | Chamfer-fillet gap for thermal management |
| US8845277B2 (en) | 2010-05-24 | 2014-09-30 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with integral gear and bearing supports |
| US20120324901A1 (en) * | 2011-06-23 | 2012-12-27 | United Technologies Corporation | Tandem fan-turbine rotor for a tip turbine engine |
| US9534498B2 (en) | 2012-12-14 | 2017-01-03 | United Technologies Corporation | Overmolded vane platform |
| DE102013202786B4 (de) * | 2013-02-20 | 2015-04-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorrichtung zum Abblasen von Verdichterluft in einem Turbofantriebwerk |
| RU2600479C1 (ru) * | 2015-05-12 | 2016-10-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высоконапорный компрессор газотурбинного двигателя |
| US10823064B2 (en) * | 2016-10-06 | 2020-11-03 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| AU2018254615B2 (en) * | 2017-04-21 | 2024-02-29 | Evapco, Inc. | Cooling tower axial fan in a hollowed disc/ring configuration |
| RU196830U1 (ru) * | 2019-11-26 | 2020-03-17 | Вячеслав Ефремович Леженников | Рабочее колесо осевого вентилятора |
| GB2610572A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
| GB2610568A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
| GB2610565A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
| GB2610573A (en) * | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
| GB2610571A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
| GB2610569A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
| GB2610567A (en) | 2021-09-08 | 2023-03-15 | Rolls Royce Plc | An improved gas turbine engine |
| US12326114B2 (en) * | 2023-08-15 | 2025-06-10 | Rtx Corporation | Gas turbine engine with core debris protection |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB718827A (en) * | 1952-01-18 | 1954-11-24 | Rolls Royce | Improvements relating to gas turbine engines |
| GB965465A (en) * | 1961-08-10 | 1964-07-29 | Rolls Royce | Improvements relating to compressor thrust bearings |
| FR1455278A (fr) * | 1965-08-05 | 1966-04-01 | Snecma | Turboréacteur à double flux |
| GB1085619A (en) * | 1966-03-09 | 1967-10-04 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| US3396905A (en) * | 1966-09-28 | 1968-08-13 | Gen Motors Corp | Ducted fan |
| US3382670A (en) * | 1966-12-01 | 1968-05-14 | Gen Electric | Gas turbine engine lubrication system |
| US3536414A (en) * | 1968-03-06 | 1970-10-27 | Gen Electric | Vanes for turning fluid flow in an annular duct |
| GB1270951A (en) * | 1968-09-14 | 1972-04-19 | Rolls Royce | Improvements in gas turbine jet propulsion engines |
| GB1229007A (ja) * | 1968-12-04 | 1971-04-21 | ||
| US3528241A (en) * | 1969-02-24 | 1970-09-15 | Gen Electric | Gas turbine engine lubricant sump vent and circulating system |
| US3546880A (en) * | 1969-08-04 | 1970-12-15 | Avco Corp | Compressors for gas turbine engines |
| US3844110A (en) * | 1973-02-26 | 1974-10-29 | Gen Electric | Gas turbine engine internal lubricant sump venting and pressurization system |
| JPS5368307A (en) * | 1976-11-27 | 1978-06-17 | Dowty Rotol Ltd | Gas turbine engine |
| US4287715A (en) * | 1978-03-27 | 1981-09-08 | The Boeing Company | Supersonic jet engine and method of operating the same |
| GB2046365B (en) * | 1979-04-07 | 1983-01-26 | Rolls Royce | Mounting bladed rotors |
-
1988
- 1988-12-16 US US07/285,570 patent/US4900221A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-08-24 CA CA000609293A patent/CA1308924C/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-12-08 JP JP1317952A patent/JPH061059B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1989-12-12 DE DE3940974A patent/DE3940974A1/de not_active Withdrawn
- 1989-12-13 GB GB8928154A patent/GB2226854B/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-12-13 FR FR8916510A patent/FR2640691A1/fr not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH02218823A (ja) | 1990-08-31 |
| FR2640691A1 (fr) | 1990-06-22 |
| GB8928154D0 (en) | 1990-02-14 |
| CA1308924C (en) | 1992-10-20 |
| GB2226854A (en) | 1990-07-11 |
| US4900221A (en) | 1990-02-13 |
| GB2226854B (en) | 1992-04-29 |
| DE3940974A1 (de) | 1990-06-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH061059B2 (ja) | バイパス・ターボファン・ジェットエンジン・サブアッセンブリ | |
| US4965994A (en) | Jet engine turbine support | |
| US12421916B2 (en) | Engine mount system for a gas turbine engine | |
| EP1316676B1 (en) | Aircraft engine with inter-turbine engine frame | |
| EP2551488B1 (en) | Three spool engine bearing configuration | |
| US10794292B2 (en) | Geared turbofan gas turbine engine architecture | |
| US10030586B2 (en) | Geared turbofan gas turbine engine architecture | |
| US6619030B1 (en) | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors | |
| US20190024610A1 (en) | Geared turbofan gas turbine engine architecture | |
| US20130192256A1 (en) | Geared turbofan engine with counter-rotating shafts | |
| US20130312419A1 (en) | Gas turbine engine shaft bearing configuration | |
| US20130195647A1 (en) | Gas turbine engine bearing arrangement including aft bearing hub geometry | |
| JPH0351899B2 (ja) | ||
| US20160024958A1 (en) | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine | |
| JP2004003488A (ja) | ガスタービンエンジンのための二重反転可能なブースタ圧縮機組立体 | |
| US20200149475A1 (en) | Combined high pressure turbine case and turbine intermediate case | |
| US20150089959A1 (en) | Gas turbine engine shaft bearing configuration | |
| US20150247461A1 (en) | Geared turbofan with high fan rotor power intensity | |
| US20160348591A1 (en) | Geared turbofan engine with counter-rotating shafts | |
| US20230212979A1 (en) | Electric machine within a turbine engine | |
| WO2024215308A1 (en) | Optimization of an open rotor propulsion system comprising an unducted fan and a ducted fan | |
| US20260117696A1 (en) | Multiple loads paths for vibration mitigation and improved tip clearance in turbofan engine | |
| EP4695506A1 (en) | Propulsion system architecture comprising an unducted fan and a ducted fan | |
| IT8922685A1 (it) | Ventola di motore a reazione e supporto di compressione a cuscinetti | |
| IT8922687A1 (it) | Supporto per turbina di motore a reazione |