CN107023503A - 主动高压压缩机间隙控制 - Google Patents

主动高压压缩机间隙控制 Download PDF

Info

Publication number
CN107023503A
CN107023503A CN201611167950.9A CN201611167950A CN107023503A CN 107023503 A CN107023503 A CN 107023503A CN 201611167950 A CN201611167950 A CN 201611167950A CN 107023503 A CN107023503 A CN 107023503A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling air
flow path
compressor
loop
ring
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.)
Granted
Application number
CN201611167950.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107023503B (zh
Inventor
T.O.莫尼斯
J.G.罗斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN107023503A publication Critical patent/CN107023503A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107023503B publication Critical patent/CN107023503B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/006—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids by influencing fluid temperatures
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/584—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling or heating the machine
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for turbines
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

在一个实施例中，提供一种压缩机间隙控制***(100)。压缩机间隙控制***包括冷却空气源(126)、压缩机壳体(112)以及限定穿过压缩机壳体的冷却空气流动路径(128)。流动路径包括构造成从冷却空气源接收冷却空气的入口(132)，以及构造成将冷却空气排出至冷却空气源的出口(140)，使得流动路径限定压缩机内的闭环。

Description

主动高压压缩机间隙控制
技术领域
本公开的领域大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体而言，涉及用于在各种飞行阶段处使用压缩机壳体的主动冷却控制压缩机间隙的方法和***。
背景技术
燃气涡轮发动机典型地包括多个压缩机级，以压缩进入空气流，用于输送至燃烧器。转子叶片和压缩机壳体在各种操作阶段(如地面操作、起飞以及巡航)期间经受一定范围的温度，导致这些压缩机构件的热膨胀或收缩。典型地，压缩机级的构件设计成以最小压缩机间隙操作，以在起飞期间增强推力产生。然而，在巡航状态期间，压缩机级的操作温度高于起飞时，由于压缩机构件的热膨胀而导致较大的压缩机间隙。较大的压缩机间隙在巡航状态下降低燃气涡轮发动机的操作效率。在巡航状态下压缩机间隙减小，而不影响燃气涡轮发动机在起飞状态下的操作可在巡航状态期间提高燃气涡轮发动机的燃料效率，具有对在起飞状态下的推力产生的最小影响。
发明内容
在一个实施例中，提供一种压缩机间隙控制***。压缩机间隙控制***包括冷却空气源、压缩机壳体以及限定穿过压缩机壳体的冷却空气流动路径。流动路径包括构造成从冷却空气源接收冷却空气的入口，以及构造成排出冷却空气的出口，使得流动路径限定压缩机内的闭环。
在另一个实施例中，提供一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括旋转构件和静止构件，该静止构件从旋转构件沿径向向外定位，以限定其间的主流动路径。燃气涡轮发动机还包括冷却空气源和限定穿过静止构件的冷却空气流动路径。冷却空气流动路径定位在主流动路径附近，并且构造成将来自冷却空气源的冷却空气引导穿过其，以便于冷却静止构件。
在又一个实施例中，提供一种组装燃气涡轮发动机的方法。该方法包括使静止构件从旋转构件沿径向向外联接，以限定其间的主流动路径。冷却空气源与静止构件流动连通联接。该方法还包括在主流动路径附近使冷却空气流动路径形成在静止构件中，以及使冷却空气源与冷却空气流动路径流动连通联接，以将冷却空气引导穿过流动路径，以便于冷却静止构件。冷却空气源和冷却空气流动路径限定压缩机内的闭环。
技术方案1. 一种压缩机间隙控制***，其包括：
冷却空气源；
压缩机壳体，其包绕压缩机；以及
冷却空气流动路径，其限定穿过所述压缩机壳体，所述流动路径包括构造成从所述冷却空气源接收冷却空气的入口、以及构造成排出所述冷却空气的出口，使得所述流动路径限定所述压缩机内的闭环。
技术方案2. 根据技术方案1所述的***，其特征在于，所述压缩机壳体包括联接于彼此的多个环，并且其中所述多个环中的各个环包括至少部分地限定所述流动路径的腔。
技术方案3. 根据技术方案2所述的***，其特征在于，所述多个环中的各个环包括与所述腔流动连通联接的多个周向间隔的入口，和与所述多个入口相对的与所述腔流动连通联接的多个周向间隔的出口中的至少一种。
技术方案4. 根据技术方案3所述的***，其特征在于，所述多个入口中的至少一个入口与相邻环的所述多个出口中的对应出口流动连通联接，使得所述多个入口、所述多个出口以及所述腔限定所述流动路径。
技术方案5. 根据技术方案1所述的***，其特征在于，所述压缩机壳体包括后部分和前部分，并且所述流动路径包括流动穿过所述后部分的第一回路以及流动穿过所述前部分的第二回路。
技术方案6. 根据技术方案5所述的***，其特征在于，所述第一回路和所述第二回路中的各个回路包括独立入口和独立出口，它们与所述冷却空气源流动连通，使得所述第一回路和所述第二回路中的各个包括所述压缩机内的闭环。
技术方案7. 根据技术方案5所述的***，其特征在于，所述第一回路包括与所述第二回路的入口流动连通联接的出口。
技术方案8. 根据技术方案1所述的***，其特征在于，所述入口沿轴向定位在所述出口下游，使得冷却空气沿与主流动路径的方向相反的第一方向行进。
技术方案9. 根据技术方案1所述的***，其特征在于，所述流动路径在主流动路径附近形成在所述压缩机壳体的径向内部分上。
技术方案10. 根据技术方案1所述的***，其特征在于，所述冷却空气源包括旁通空气和风扇空气中的至少一种。
技术方案11. 一种燃气涡轮发动机，其包括：
旋转构件；
静止构件，其从所述旋转构件沿径向向外定位，以限定其间的主流动路径；
冷却空气源；以及
冷却空气流动路径，其限定穿过所述静止构件，其中所述冷却空气流动路径定位在所述主流动路径附近，所述冷却空气流动路径构造成将来自所述冷却空气源的冷却空气引导穿过其，以便于冷却所述静止构件。
技术方案12. 根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述冷却空气流动路径包括构造成从所述冷却空气源接收冷却空气的入口，以及构造成将所述冷却空气排出至所述冷却空气源的出口，使得所述冷却空气流动路径限定所述静止构件内的闭环。
技术方案13. 根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述静止构件包括联接于彼此的多个环，并且其中所述多个环中的各个环包括至少部分地限定所述冷却空气流动路径的腔，并且其中所述多个环中的各个环包括与所述腔流动连通联接的多个周向间隔的入口，和与所述多个入口相对的与所述腔流动连通联接的多个周向间隔的出口中的至少一种。
技术方案14. 根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个入口中的至少一个入口与相邻环的所述多个出口中的对应出口流动连通联接，使得所述多个入口、所述多个出口以及所述腔限定所述冷却空气流动路径。
技术方案15. 根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述静止构件包括后部分和前部分，并且所述流动路径包括流动穿过所述后部分的第一回路和流动穿过所述前部分的第二回路，并且其中所述第一回路和所述第二回路中的各个回路包括独立入口和独立出口，它们与所述冷却空气源流动连通，使得所述第一回路和所述第二回路中的各个包括所述静止构件内的闭环。
技术方案16. 根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述静止构件包括后部分和前部分，并且所述冷却空气流动路径包括流动穿过所述后部分的第一回路和流动穿过所述前部分的第二回路，并且其中所述第一回路包括与所述第二回路的入口流动连通联接的出口。
技术方案17. 一种组装燃气涡轮发动机的方法，所述方法包括：
使静止构件从旋转构件沿径向向外联接，以限定其间的主流动路径；
使冷却空气源与所述静止构件流动连通联接；
在所述主流动路径附近使冷却空气流动路径形成在所述静止构件中；以及
使所述冷却空气源与所述冷却空气流动路径流动连通联接，以将冷却空气引导穿过所述流动路径，以便于冷却所述静止构件，其中所述冷却空气源和所述冷却空气流动路径限定所述静止构件内的闭环。
技术方案18. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，形成所述冷却空气流动路径包括经由添加制造形成所述冷却空气流动路径。
技术方案19. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，联接静止构件包括从所述旋转构件沿径向向外联接多个环，并且其中形成所述冷却空气流动路径包括在各个环中形成多个周向间隔的入口、多个周向间隔的出口以及其间的腔中的至少一种。
技术方案20. 根据技术方案19所述的方法，其特征在于，联接多个环包括联接所述多个环，使得第一环中的各个入口与相邻第二环中的对应出口流动连通联接，其中所述多个入口、所述多个出口以及所述腔限定所述冷却空气流动路径。
附图说明
当参照附图阅读下列详细描述时，将更好地理解本公开的这些和其它的特征、方面和优点，在该附图中，相似的标记在所有附图中表示相似的部件，其中：
图1为示例性燃气涡轮发动机的示意图；
图2为可与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的示例性压缩机的截面图；
图3为示出示例性压缩机间隙控制***的第二回路的、图2中示出的压缩机的前部分的放大视图；以及
图4为示出示例性压缩机间隙控制***的第一回路的、图2中示出的压缩机的后部分的放大视图。
尽管各种实施例的特定特征可在一些附图中示出而不在其它附图中示出，但这仅是为了方便。任何附图的任何特征可与任何其它附图的任何特征组合被参照和/或要求权利。
除非另外指出，否则本文中提供的附图意在示出本公开的实施例的特征。这些特征认为是适用于多种***，其包括本公开的一个或更多个实施例。就此而言，附图不意在包括本文中公开的实施例的实施所需的、本领域技术人员已知的所有常规特征。
部件列表
10 燃气涡轮发动机组件
12风扇组件
13芯部燃气涡轮发动机
14压缩机
16燃烧器
18高压涡轮
20低压涡轮
24风扇叶片
26转子盘
28进气侧
30排气侧
40旁通管
42风扇壳体或护罩
43内壁
44分流器
45外壁
48风扇空气
50第一部分
52第二部分
100间隙控制***
102旋转组件
104静止组件
106主流动路径
108转子盘
110转子叶片
112壳体
114前部分
116后部分
118定子导叶
120转子叶片末端
122径向内表面
124间隙
126空气源
128冷却流动路径
130第一回路
132入口
134出口
136第二回路
138入口
140出口
142管
144多个环
146第一环
148后凸缘
150第二环
152前凸缘
154后凸缘
156第三环
158前凸缘
160紧固件
162第一腔
164第二腔
166第三腔
168流动中断特征
170入口
172出口
174入口
176出口
178多个环
180第一环
182后凸缘
184第二环
186前凸缘
188后凸缘
190第三环
192前凸缘
194后凸缘
196第四环
198前凸缘
200第一腔
202第二腔
204第三腔
206第四腔
208入口
210出口
212入口
214出口
216入口
218出口。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求中，将参照一定数量的用语，其应当限定为具有以下意义。
单数形式"一"、"一个"和"该"包括复数参照，除非上下文另外清楚地指出。
"可选"或"可选地"意思是随后描述的事件或情形可或可不发生，并且描述包括其中事件发生的情况，以及其中其不发生的情况。
如本文中遍及说明书和权利要求使用的近似语言可应用于修饰可在不导致其涉及的基本功能的变化的情况下可容许地改变的任何数量表达。因此，由用语或多个用语如"大约"、"近似"和"大致"修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况中，近似语言可对应于用于测量值的器具的精度。此处和遍及说明书和权利要求，范围限制可组合和/或互换，此类范围被识别并且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指出。
以下详细描述经由实例而非经由限制示出本公开的实施例。设想的是，本公开大体上应用于用于冷却本体的静止部件的方法和***，该本体包括静止部件以及在形成在静止部件内的管内绕着旋转轴线旋转的旋转部件。在一个示例性实施例中，本体为燃气涡轮发动机，静止部件为燃气涡轮发动机的压缩机的压缩机壳体，并且旋转部件为在形成在压缩机壳体内的管内绕着旋转轴线旋转的转子组件。尽管燃气涡轮发动机间隙控制***和冷却本体的静止部件的方法的各种实施例按照该示例性实施例来描述，但将理解的是，燃气涡轮发动机间隙控制***和方法适合于冷却任何本体的静止部件，如在不限制的情况下在本文中限定的。
本文中描述的压缩机间隙控制***的实施例指引冷却空气穿过形成在燃气涡轮发动机的压缩机的至少一个压缩机壳体内的空气通路。压缩机间隙控制***包括冷却空气源、压缩机壳体以及限定穿过压缩机壳体的冷却空气流动路径。流动路径包括构造成从冷却空气源接收冷却空气的入口，以及构造成将冷却空气排出至冷却空气源或压缩机中的另一位置的出口，使得流动路径限定压缩机内的闭环。
本文中描述的压缩机间隙控制***提供优于冷却燃气涡轮发动机的压缩机的构件的已知方法的优点。更具体而言，压缩机间隙控制***防止或减少压缩机壳体的热膨胀，以保持压缩机壳体与转子叶片末端之间的最小间隙。在操作中，在空气沿着主流动路径行进穿过压缩机并且增大压力时，其还升高温度。热能的至少一部分传递至压缩机壳体，这可引起壳体遭受热膨胀。如果不采取行动，则壳体的热膨胀导致转子叶片末端与壳体的径向内表面之间的间隙大小的增大，这降低发动机的效率。本文中描述的压缩机间隙控制***沿着限定在壳体的径向内部分中的流动路径引导冷却空气流，以便于冷却壳体并且最小化或防止热膨胀，这提高发动机的效率。
图1为具有纵向轴线11的示例性燃气涡轮发动机组件10的示意图。燃气涡轮发动机组件10包括风扇组件12和芯部燃气涡轮发动机13。芯部燃气涡轮发动机13包括高压压缩机14、燃烧器16以及高压涡轮18。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机组件10还可包括低压涡轮20。风扇组件12包括从转子盘26沿径向向外延伸的风扇叶片24的排列。发动机10具有进气侧28和排气侧30。燃气涡轮发动机组件10还包括多个轴承组件(图1中未示出)，其用于向例如风扇组件12、压缩机14、高压涡轮18以及低压涡轮20提供旋转和轴向支承。
在操作中，入口空气流48流动穿过风扇组件12，并且由空气流分流器44分成第一部分50和第二部分52。空气流的第一部分50引导穿过压缩机14，其中空气流进一步压缩并且输送至燃烧器16。来自燃烧器16的热燃烧产物(图1中未示出)用于驱动涡轮18和20，并且因此产生发动机推力。燃气涡轮发动机组件10还包括旁通管40，其用于使从风扇组件12排放的空气流的第二部分52围绕芯部燃气涡轮发动机13绕过。更具体而言，旁通管40在风扇壳体或护罩42的内壁43与分流器44的外壁45之间延伸。
图2为可与燃气涡轮发动机10一起使用的压缩机14和示例性压缩机间隙控制***100的截面图。在图2中示出的示例性实施例中，压缩机14为高压压缩机。压缩机14包括旋转组件102和静止组件104，它们联接在一起以限定穿过压缩机14的主流动路径106。具体而言，旋转组件102包括均包括联接于其的转子叶片110的多个转子盘108。静止组件104包括具有前部分114和后部分116的压缩机壳体112。静止组件104还包括联接于壳体112的多个定子导叶118。压缩机14包括多个级，并且各个级包括一排转子叶片110和一排定子导叶118。在该布置中，主流动路径106包括多个相互交叉的定子导叶118和转子叶片110。在示例性实施例中，转子叶片110均包括末端部分120，其定位在壳体112的径向内表面122附近，使得间隙124限定在其间。如本文中描述的，间隙控制***100便于最小化间隙124的大小，以提高燃气涡轮发动机10的操作效率。
在示例性实施例中，压缩机间隙控制***100包括冷却空气源126，冷却空气流从冷却空气源126抽取并且沿着限定穿过压缩机壳体112的流动路径128引导。在一个实施例中，冷却空气源126为来自旁通管40的旁通空气52。在另一个实施例中，冷却空气源126为来自风扇组件12的风扇空气48。大体上，冷却空气源为来自芯部13外侧的任何空气源，其将低温、低压空气提供至间隙控制***100。此类空气在间隙控制***100中的使用最小化将空气的一部分从其它发动机10***除去的影响，并且因此最小化对发动机10性能的影响。
在示例性实施例中，流动路径128包括将冷却空气引导穿过壳体112的后部分116的第一回路130。第一回路130包括与空气源126流动连通联接的入口132，其从源126接收冷却空气并且将冷却空气引导穿过后部分116。第一回路130还包括与空气源126流动连通联接的出口134，其将冷却空气流从后部分116内排出回至冷却空气源126。就此而言，流动路径128的第一回路130限定压缩机14内的闭环***。在示例性实施例中，入口132相对于主流动路径106的方向定位在出口134下游，使得间隙控制***100沿与主流动路径106的方向相反的方向沿着冷却流动路径128引导冷却空气。此类构造便于将冷却空气首先引导穿过后部分116的后级，因为那些为最热的，并且冷却空气将在其流动穿过壳体112时升高温度。作为备选，入口132定位在出口134上游，使得间隙控制***100沿与主流动路径106相同的下游方向沿着冷却流动路径128引导冷却空气。
类似地，在示例性实施例中，流动路径128包括将冷却空气引导穿过壳体112的前部分114的第二回路136。第二回路136包括与空气源126流动连通联接的入口138，其从源126接收冷却空气并且将冷却空气引导穿过前部分114。第二回路136还包括与空气源126流动连通联接的出口140，其将冷却空气流从前部分114内排出回至冷却空气源126。就此而言，流动路径128的第二回路136也限定压缩机14内的闭环***。在示例性实施例中，入口138相对于主流动路径106的方向定位在出口140下游，使得间隙控制***100沿与主流动路径106的方向相反的方向沿着冷却流动路径128引导冷却空气。此类构造便于将冷却空气首先引导穿过前部分114的后级，因为那些为最热的，并且冷却空气将在其流动穿过壳体112时升高温度。作为备选，入口138定位在出口140上游，使得间隙控制***100沿与主流动路径106相同的下游方向沿着冷却流动路径128引导冷却空气。
如以上描述的，第一回路130和第二回路136中的各个包括它们自身的独立入口132,138和出口134,140，使得回路130和136为独立闭环回路。在另一个实施例中，间隙控制***100包括管142(以虚线示出)，其将第一回路130的出口134与第二回路136的入口138联接，使得回路130和136形成单个连续闭环流动路径128。
图3为示出压缩机间隙控制***100的冷却空气流动路径第二回路136的压缩机壳体112的前部分114的放大视图。在示例性实施例中，前部分114包括联接于彼此的多个环144。更具体而言，前部分114包括包含后凸缘148的第一环146、包含前凸缘152和后凸缘154的第二环150，以及包含前凸缘158的第三环156。在示例性实施例中，第一环146的后凸缘148经由将紧固件160***穿过限定在后凸缘148和前凸缘152中的对准的开口(未示出)来联接于相邻第二环150的前凸缘152。类似地，第二环150的后凸缘154经由将紧固件160***穿过限定在后凸缘154和前凸缘158中的对准的开口(未示出)来联接于相邻第三环156的前凸缘158。尽管图3将前部分114示为包括三个环144，但前部分114包括任何数量的环144，其便于间隙控制***100的操作，如本文中描述的。
在示例性实施例中，第一环146包括第一腔162，第二环150包括第二腔164，并且第三环156包括第三腔166。腔162,164和166在壳体112的径向内表面122附近限定在相应的环146,150和156中，并且组合成形成穿过壳体112的流动路径128的一部分。各个腔162,164和166包括至少一个流动中断特征168，其在腔162,164和166内形成曲折路径，使得冷却空气在各个腔162,164和166内沿着流动路径128流动达预定量的时间，以优化前部分114的各个环146,150和156的冷却。
在示例性实施例中，第一环146包括第一多个周向间隔的入口170，第二环150包括第一多个周向间隔的出口172和第二多个周向间隔的入口174，并且第三环156包括第二多个周向间隔的出口176。入口170与第一环146的腔162流动连通联接。类似地，出口176与第三环156的腔166流动连通联接。入口174和出口172与第二环150的腔164流动连通联接并且定位成与其相对。在示例性实施例中，各个入口170还与对应的出口172流动连通联接，使得第二环150的腔164内的冷却空气引导至第一环146的腔162。类似地，各个入口174还与对应的出口176流动连通联接，使得第三环156的腔166内的冷却空气引导至第二环150的腔164。就此而言，冷却空气从源126引导到入口138中，并且接着在经由出口140排出回至源126之前沿着流动路径128的第二回路136串联穿过腔166、出口176、入口174、腔164、出口172、入口170以及腔162中的各个。
在示例性实施例中，前部分114的环144经由也称为3D打印的添加制造来制造。更具体而言，添加制造使得腔162,164和166连同入口170和174以及出口172和176能够形成在壳体112内。作为备选，环144由任何制造方法制造，如但不限于铸造、机加工以及EDM。
图4为示出压缩机间隙控制***100的冷却空气流动路径第一回路130的压缩机壳体112的后部分116的放大视图。在示例性实施例中，后部分116包括联接于彼此的多个环178。更具体而言，后部分116包括包含后凸缘182的第一环180、包含前凸缘186和后凸缘188的第二环184、包含前凸缘192和后凸缘194的第三环190，以及包含前凸缘198的第四环196。在示例性实施例中，第一环180的后凸缘182经由将紧固件160***穿过限定在后凸缘182和前凸缘186中的对准的开口(未示出)来联接于相邻第二环184的前凸缘186。类似地，第二环184的后凸缘188经由将紧固件160***穿过限定在后凸缘188和前凸缘192中的对准的开口(未示出)来联接于相邻第三环190的前凸缘192。仍然类似地，第三环190的后凸缘194经由将紧固件160***穿过限定在后凸缘194和前凸缘198中的对准的开口(未示出)来联接于相邻第四环196的前凸缘198。尽管图4将后部分116示为包括四个环178，但后部分116包括任何数量的环178，其便于间隙控制***100的操作，如本文中描述的。
在示例性实施例中，第一环180包括第一腔200，第二环184包括第二腔202，第三环190包括第三腔204，并且第四环196包括第四腔206。腔200,202,204和206在壳体112的径向内表面122附近限定在相应的环180,184,190和196中，并且组合成形成穿过壳体112的流动路径128的一部分。各个腔200,202,204和206包括至少一个流动中断特征168，其在腔200,202,204和206内形成曲折路径，使得冷却空气在各个腔200,202,204和206内沿着流动路径128流动达预定量的时间，以优化后部分116的各个环180,184,190和196的冷却。
在示例性实施例中，第一环180包括第一多个周向间隔的入口208；第二环184包括第一多个周向间隔的出口210和第二多个周向间隔的入口212。类似地，第三环190包括第二多个周向间隔的出口214和第三多个周向间隔的入口216，同时第四环196包括第三多个周向间隔的出口218。入口208与第一环180的腔200流动连通联接，并且出口218与第四环196的腔206流动连通联接。入口212和出口210与第二环184的腔202流动连通联接并且定位成与其相对，并且入口216和出口214与第三环190的腔204流动连通联接并且定位成与其相对。在示例性实施例中，各个入口208还与对应的出口210流动连通联接，使得第二环184的腔202内的冷却空气引导至第一环180的腔200。类似地，各个入口212还与第三环190的对应出口214流动连通联接，使得第三环190的腔204内的冷却空气引导至第二环184的腔202。此外，各个入口216还与第四环196的对应出口218流动连通联接，使得第四环196的腔206内的冷却空气引导至第三环190的腔204。就此而言，冷却空气从源126引导到入口132中，并且接着在经由出口134排出回至源126之前沿着流动路径128的第一回路130串联穿过腔206、出口218、入口216、腔204、出口214、入口212、腔202、出口210、入口208以及腔200中的各个。
在示例性实施例中，后部分116的环178也经由也称为3D打印的添加制造来制造。更具体而言，添加制造使得腔200,202,204和206连同入口208,212和216以及出口210,214和218能够形成在壳体112内。
在操作中，间隙124限定在转子叶片末端120与压缩机壳体112的径向内表面122之间。如本文中描述的，间隙124的大小最小化成提高发动机10的效率。在空气沿着主流动路径106行进并且增大压力时，其还升高温度。热能的至少一部分传递至压缩机壳体112，这可引起壳体112遭受热膨胀。如果不采取行动，则壳体112的热膨胀导致转子叶片末端120与径向内表面122之间的间隙124的大小增大，这降低发动机10的效率。
在示例性实施例中，间隙控制***100沿着限定在壳体112的径向内部分中的流动路径128引导冷却空气流，以便于冷却壳体112并且最小化或防止热膨胀，这提高发动机10的效率。冷却空气从低温、低压空气的源126收获，引导穿过壳体112，并且接着排出回至源126以限定压缩机14内的闭环***。此类空气而不是较高压力放出空气的使用例如对发动机10的效率具有减小的影响。
本文中描述的示例性***和方法克服已知的压缩机壳体的至少一些缺点。此外，本文中描述的***和方法包括限定在压缩机壳体的径向内部分中的冷却空气流动路径。更具体而言，流动路径将低温、低压空气引导穿过压缩机壳体，以冷却在主流动路径内的相对高温空气流附近的壳体的部分。就此而言，减少或防止压缩机壳体的热膨胀，并且限定在转子叶片末端与壳体的径向内表面之间的间隙的大小控制至最小。
以上描述的压缩机间隙控制***的技术效果为间隙的最小化，其导致总体发动机效率的提高。此外，间隙控制***将来自风扇组件和/或旁通管的低温、低压空气用于引导穿过壳体。由于***闭合，故进出冷却回路的泄漏最小化。这实现低温、低压冷却空气的使用。通过不使用来自主流动路径的放出空气，比较多的空气引导穿过主流动路径，并且发动机的效率提高。
压缩机间隙控制***的示例性实施例在上面详细地描述。压缩机间隙控制***，和操作此类***和装置的方法不限于本文中描述的特定实施例，而是相反地，***的构件和/或方法的步骤可与本文中描述的其它构件和/或步骤独立且分开地利用。例如，方法还可与要求冷却***的其它***组合使用，并且不限于仅利用如本文中描述的涡轮发动机***和方法来实践。
尽管本发明的各种实施例的特定特征可在一些附图中示出并且在其它附图中未示出，但这仅是为了方便。根据本发明的原理，附图的任何特征可与任何其它附图的任何特征组合来参照和/或要求权利。
该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或***并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种压缩机间隙控制***(100)，其包括：
冷却空气源(126)；
压缩机壳体(112)，其包绕压缩机(14,104)；以及
冷却空气流动路径(128)，其限定穿过所述压缩机壳体，所述流动路径包括构造成从所述冷却空气源接收冷却空气的入口(132)、以及构造成排出所述冷却空气的出口(140)，使得所述流动路径限定所述压缩机内的闭环。
2.根据权利要求1所述的***(100)，其特征在于，所述压缩机壳体(112)包括联接于彼此的多个环(148,150,156)，并且其中所述多个环中的各个环包括至少部分地限定所述流动路径的腔(162,164,166)。
3.根据权利要求2所述的***(100)，其特征在于，所述多个环中的各个环(148,150,156)包括与所述腔(162,164,166)流动连通联接的多个周向间隔的入口(170,174)，和与所述多个入口相对的与所述腔流动连通联接的多个周向间隔的出口(172,176)中的至少一种。
4.根据权利要求3所述的***(100)，其特征在于，所述多个入口中的至少一个入口(170,174)与相邻环(148,150,156)的所述多个出口中的对应出口(172,176)流动连通联接，使得所述多个入口、所述多个出口以及所述腔限定所述流动路径(128)。
5.根据权利要求1所述的***(100)，其特征在于，所述压缩机壳体(112)包括后部分(116)和前部分(114)，并且所述流动路径(128)包括流动穿过所述后部分的第一回路(130)以及流动穿过所述前部分的第二回路(136)。
6.根据权利要求5所述的***(100)，其特征在于，所述第一回路和所述第二回路中的各个回路(130,136)包括独立入口(132,138)和独立出口(134,140)，它们与所述冷却空气源(126)流动连通，使得所述第一回路和所述第二回路中的各个包括所述压缩机(14,104)内的闭环。
7.根据权利要求5所述的***(100)，其特征在于，所述第一回路(130)包括与所述第二回路(136)的入口(138)流动连通联接的出口(134)。
8.根据权利要求1所述的***(100)，其特征在于，所述入口(132)沿轴向定位在所述出口(140)下游，使得冷却空气沿与主流动路径(106)的方向相反的第一方向行进。
9.根据权利要求1所述的***(100)，其特征在于，所述流动路径(128)在主流动路径(106)附近形成在所述压缩机壳体(112)的径向内部分(122)上。
10.根据权利要求1所述的***(100)，其特征在于，所述冷却空气源(126)包括旁通空气(48,52)和风扇空气(48,50)中的至少一种。
CN201611167950.9A 2015-12-16 2016-12-16 主动高压压缩机间隙控制 Active CN107023503B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/970968 2015-12-16
US14/970,968 US10738791B2 (en) 2015-12-16 2015-12-16 Active high pressure compressor clearance control

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107023503A true CN107023503A (zh) 2017-08-08
CN107023503B CN107023503B (zh) 2020-09-22

Family

ID=57539157

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611167950.9A Active CN107023503B (zh) 2015-12-16 2016-12-16 主动高压压缩机间隙控制

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10738791B2 (zh)
EP (1) EP3181830A1 (zh)
JP (1) JP2017110652A (zh)
CN (1) CN107023503B (zh)
CA (1) CA2951099A1 (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10876407B2 (en) * 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
DE102018210598A1 (de) * 2018-06-28 2020-01-02 MTU Aero Engines AG Gehäusestruktur für eine Strömungsmaschine, Strömungsmaschine und Verfahren zum Kühlen eines Gehäuseabschnitts einer Gehäusestruktur einer Strömungsmaschine
US10941709B2 (en) * 2018-09-28 2021-03-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine and cooling air configuration for turbine section thereof
US11047258B2 (en) * 2018-10-18 2021-06-29 Rolls-Royce Plc Turbine assembly with ceramic matrix composite vane components and cooling features
US11448139B2 (en) * 2019-05-24 2022-09-20 Hamilton Sundstrand Corporation Fueldraulic air valve
US20200400073A1 (en) * 2019-06-21 2020-12-24 United Technologies Corporation High pressure clearance control system for gas turbine engine
FR3112811B1 (fr) * 2020-07-23 2022-07-22 Safran Aircraft Engines Turbine à cavités pressurisées
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4363599A (en) * 1979-10-31 1982-12-14 General Electric Company Clearance control
US4683716A (en) * 1985-01-22 1987-08-04 Rolls-Royce Plc Blade tip clearance control
US20060225430A1 (en) * 2005-03-29 2006-10-12 Siemens Westinghouse Power Corporation System for actively controlling compressor clearances
CN1854468A (zh) * 2005-04-28 2006-11-01 西门子公司 用于调节轴流式涡轮机和压缩机的径向间隙的方法
DE102005045255A1 (de) * 2005-09-22 2007-03-29 Mtu Aero Engines Gmbh Verbesserter Verdichter in Axialbauart
US20100247297A1 (en) * 2009-03-26 2010-09-30 Pratt & Whitney Canada Corp Active tip clearance control arrangement for gas turbine engine
CN102482947A (zh) * 2009-09-08 2012-05-30 斯奈克玛 在涡轮发动机中控制叶片顶端间隙
US20120167588A1 (en) * 2010-12-30 2012-07-05 Douglas David Dierksmeier Compressor tip clearance control and gas turbine engine
EP2604807A2 (en) * 2011-12-16 2013-06-19 General Electric Company System and method for active clearance control
US20130156541A1 (en) * 2011-12-15 2013-06-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Active turbine tip clearance control system
CN103471415A (zh) * 2013-09-23 2013-12-25 王毓芳 并流低位冷凝器
US20140314548A1 (en) * 2011-12-30 2014-10-23 Rolls-Royce Corporation Turbine engine and vane system
EP2905538A1 (en) * 2014-02-10 2015-08-12 Honeywell International Inc. Gas turbine engine combustors with effusion and impingement cooling and methods for manufacturing the same

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5116199A (en) * 1990-12-20 1992-05-26 General Electric Company Blade tip clearance control apparatus using shroud segment annular support ring thermal expansion
US5205115A (en) 1991-11-04 1993-04-27 General Electric Company Gas turbine engine case counterflow thermal control
US5593274A (en) 1995-03-31 1997-01-14 General Electric Co. Closed or open circuit cooling of turbine rotor components
JP3276289B2 (ja) 1996-05-13 2002-04-22 三菱重工業株式会社 ガスタービン燃焼器
US5779436A (en) 1996-08-07 1998-07-14 Solar Turbines Incorporated Turbine blade clearance control system
DE50106969D1 (de) 2001-03-30 2005-09-08 Siemens Ag Gekühlte Gasturbinenschaufel
US8434997B2 (en) 2007-08-22 2013-05-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine case for clearance control
US8992168B2 (en) 2011-10-28 2015-03-31 United Technologies Corporation Rotating vane seal with cooling air passages
EP2961940B1 (en) * 2013-02-28 2019-04-03 United Technologies Corporation Contoured blade outer air seal for a gas turbine engine
US10167738B2 (en) 2013-03-14 2019-01-01 United Technologies Corporation Compressor case snap assembly
US9441499B2 (en) 2013-07-31 2016-09-13 General Electric Company System and method relating to axial positioning turbine casings and blade tip clearance in gas turbine engines
WO2015122949A2 (en) * 2013-12-17 2015-08-20 United Technologies Corporation Adaptive turbomachine cooling system
EP2918787B1 (en) * 2014-03-12 2017-10-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Flow guiding system and rotary combustion engine

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4363599A (en) * 1979-10-31 1982-12-14 General Electric Company Clearance control
US4683716A (en) * 1985-01-22 1987-08-04 Rolls-Royce Plc Blade tip clearance control
US20060225430A1 (en) * 2005-03-29 2006-10-12 Siemens Westinghouse Power Corporation System for actively controlling compressor clearances
CN1854468A (zh) * 2005-04-28 2006-11-01 西门子公司 用于调节轴流式涡轮机和压缩机的径向间隙的方法
DE102005045255A1 (de) * 2005-09-22 2007-03-29 Mtu Aero Engines Gmbh Verbesserter Verdichter in Axialbauart
US20100247297A1 (en) * 2009-03-26 2010-09-30 Pratt & Whitney Canada Corp Active tip clearance control arrangement for gas turbine engine
CN102482947A (zh) * 2009-09-08 2012-05-30 斯奈克玛 在涡轮发动机中控制叶片顶端间隙
US20120167588A1 (en) * 2010-12-30 2012-07-05 Douglas David Dierksmeier Compressor tip clearance control and gas turbine engine
US20130156541A1 (en) * 2011-12-15 2013-06-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Active turbine tip clearance control system
EP2604807A2 (en) * 2011-12-16 2013-06-19 General Electric Company System and method for active clearance control
US20140314548A1 (en) * 2011-12-30 2014-10-23 Rolls-Royce Corporation Turbine engine and vane system
CN103471415A (zh) * 2013-09-23 2013-12-25 王毓芳 并流低位冷凝器
EP2905538A1 (en) * 2014-02-10 2015-08-12 Honeywell International Inc. Gas turbine engine combustors with effusion and impingement cooling and methods for manufacturing the same

Also Published As

Publication number Publication date
US10738791B2 (en) 2020-08-11
EP3181830A1 (en) 2017-06-21
CA2951099A1 (en) 2017-06-16
US20170175751A1 (en) 2017-06-22
JP2017110652A (ja) 2017-06-22
CN107023503B (zh) 2020-09-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107023503A (zh) 主动高压压缩机间隙控制
US20180328187A1 (en) Turbine engine with an airfoil and insert
US20240159151A1 (en) Airfoil for a turbine engine
EP3052762B1 (en) Feature to provide cooling flow to a turbine rotor disk
US20160237906A1 (en) Intercooled cooling air with heat exchanger packaging
EP2206902A2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
CN107120146B (zh) 主动hpc间隙控制
US20180283183A1 (en) Turbine engine component with a core tie hole
EP2948642B1 (en) Multi-segment adjustable stator vane for a variable area vane arrangement
EP3036418B1 (en) Gas turbine engine
CN106930982A (zh) 带具有冷却入口的导叶的燃气涡轮发动机
CN108868898A (zh) 用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法
US20180340437A1 (en) Spline for a turbine engine
EP2935804B1 (en) Gas turbine engine inner case including non-symmetrical bleed slots
US20180355754A1 (en) Spline for a turbine engine
US10450874B2 (en) Airfoil for a gas turbine engine
CN114718656B (zh) 用于控制燃气涡轮发动机内的叶片间隙的***
EP3190261A1 (en) Stator rim structure for a turbine engine
CN109891055A (zh) 用于涡轮发动机的翼型件以及冷却的对应方法
US10837291B2 (en) Turbine engine with component having a cooled tip
EP3650639A1 (en) Shield for a turbine engine airfoil
EP3109435B1 (en) Intercooled cooling air with heat exchanger packaging
US20180051571A1 (en) Airfoil for a turbine engine with porous rib
US11187094B2 (en) Spline for a turbine engine
EP3392457A1 (en) Turbine with upstream facing tangential onboard injector for

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant