CN108495977B - 用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片进行除冰的装置 - Google Patents

用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片进行除冰的装置 Download PDF

Info

Publication number
CN108495977B
CN108495977B CN201780007734.4A CN201780007734A CN108495977B CN 108495977 B CN108495977 B CN 108495977B CN 201780007734 A CN201780007734 A CN 201780007734A CN 108495977 B CN108495977 B CN 108495977B
Authority
CN
China
Prior art keywords
annular wall
turbine engine
fan
inlet guide
hooks
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.)
Active
Application number
CN201780007734.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108495977A (zh
Inventor
C·舒尔特斯
A·布吕内
S·阿莫艾多
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN108495977A publication Critical patent/CN108495977A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108495977B publication Critical patent/CN108495977B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • 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
    • F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • 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
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane

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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)

Abstract

本发明涉及一种航空涡轮发动机风扇模块(1)，包括：风扇(2)、低压压缩机(3)、位于低压压缩机上游和风扇(2)下游的入口导向叶片(18)以及用于对涡轮发动机的分流器鼻部(8)和入口导向叶片(18)进行除冰的装置，所述除冰装置包括：分流器鼻部(8)，意图定位在涡轮发动机的风扇(2)的下游，以在来自风扇的主流(4)和次流(6)的环形流动通路之间形成间隔，所述鼻部具有限定次流(6)的流动通路内部的外部环形壁(12)和限定主流(4)的流动通路的入口的内部环形壁(10)，所述内部环形壁(10)设置有注射孔口(14)，注射孔口定位在入口导向叶片的上游并且通过注射孔口吹入热空气；以及内部护罩(16)，入口导向叶片(18)附接到内部护罩并且内部护罩包括关于涡轮发动机的纵向轴线(X‑X)轴对称的钩(22)，所述内部护罩(16)通过所述钩(22)沿上游方向锁定到内部环形壁(10)。钩(22)具有外表面(221)，外表面面向外部环形壁(12)并且与注射孔口(14)的轴线(A)形成小于90°的角度(α)，使得钩(22)的外表面(221)在远离所述注射孔口(14)延伸的同时逐渐靠近外部环形壁(12)，钩(22)的外表面(221)相对于外部环形壁(12)具有最小量的间隙J，使得0.2≤J/D≤0.6，其中D是注射孔口(14)的水力直径。

Description

用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片进行除 冰的装置
技术领域
本发明涉及涡轮发动机的一般领域。本发明更具体地涉及一种用于通过涡轮发动机对分流器鼻部和主通道的入口导向叶片进行除冰的***。
背景技术
在双轴旁通型航空涡轮发动机中，主流和次流借助分流器鼻部分成风扇下游的相应的流动通道。在主通道内，在低压压缩机(通常也称为“增压器”)的入口处，将发现一组入口导向叶片(IGV)。
在飞行的某些阶段期间，并且在地面上，发动机会遇到结冰的大气条件，特别是当环境温度足够低时并且当湿度高时。在这种情况下，冰可形成在分流器鼻部和入口导向叶片上。当这种现象发生时，其可导致主通道变得部分或完全被阻塞，并且导致冰块破裂并在主通道中被摄入。主通道的阻塞导致燃烧室被供给不充分的空气，然后该室可熄火，或者可防止发动机加速。在冰块破裂的情况下，它们可损坏位于下游的压缩机，并且它们还可导致燃烧室熄火。
为了避免在分流器鼻部上形成冰，已知的技术包括从主通道中的压缩机排出热空气，并将热空气注射到分流器鼻部的内部中。此后，注射到分流器鼻部中的热空气可沿着鼻部的内壁行进，直到其到达孔或凹槽，该孔或凹槽被配置成将热空气朝向叶片注射到主通道中以进行除冰。在承载导向叶片的内部护罩中使用孔能够形成热空气射流，其可部分地对入口导向叶片进行除冰。然而，这些装置中的孔或凹槽不能位于距入口导向叶片上游足够远的位置，这使得射流几乎没有空间深入地穿入主通道，以便在足够高的高度上对叶片进行除冰。
最后，用于对分流器鼻部进行除冰以及用于确保对叶片进行除冰用的热空气射流可抵抗进入主通道的冷空气流所需的热空气的流速本身很大。以这种方式排出热空气会降低涡轮发动机的性能和可操作性。因此，希望能够提高鼻部和入口导向叶片被除冰的效率，而不会同时增加从压缩机排出的热空气的量。
发明内容
因此，本发明的主要目的是提出一种用于对分流器鼻部和入口导向叶片进行除冰的除冰装置，该除冰装置提供了分流器鼻部以及主通道的入口导向叶片两者的改进的除冰。
该目的通过一种除冰装置来实现，该除冰装置用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片两者进行除冰，该装置包括：
·分流器鼻部，用于定位在涡轮发动机的风扇的下游，以便将来自风扇的流分成环形的主流流动通路和次流流动通路，所述鼻部具有限定次流流动通路内部的外部环形壁和限定主流流动通路的入口的内部环形壁，所述内部环形壁设置有注射孔口，该注射孔口定位在入口导向叶片的上游，并且通过注射孔口吹入热空气；以及
·内部护罩，入口导向叶片紧固到该内部护罩并且该内部护罩包括钩，所述内部护罩通过所述钩抵靠内部环形壁而轴向地保持在其上游端处。
根据本发明，钩具有外表面，该外表面面向外部环形壁并且与注射孔口的轴线形成小于90°的角度，使得钩的外表面在远离所述注射孔口时逐渐靠近外部环形壁，钩的外表面相对于外部环形壁呈现最小量的间隙J，使得：
0.2≤J/D≤0.6；
其中D是注射孔口的水力直径。
在本说明书中，术语“上游”和“下游”相对于通过涡轮发动机的空气的流动方向定义；术语“内部”和“外部”、“轴向”和“径向”及其派生词相对于涡轮发动机的纵向轴线定义。
本发明的装置使单个热空气流能够同时对分流器鼻部和入口导向叶片两者进行除冰。
在钩的外表面和注射孔口的轴线之间小于90°的角度，以及所述表面的取向使得钩和分流器鼻部的外部环形壁之间能够存在一些最小量的间隙。该最小量的间隙用于加速从上游流入分流器鼻部内部的热空气流。以这种方式加速鼻部内部的热空气流增加了热空气撞击分流器鼻部的端部的速度，从而改善了其除冰效果。此外，本发明的钩的形状在方位角上，即沿着分流器鼻部和围绕涡轮发动机的纵向轴线提供更好的热空气流的分布。相反，在现有技术的装置中，热空气流通常集中在孔周围，从而导致分流器鼻部的不均匀除冰。
上面给出的对于最小间隙J和注射孔口的直径D的不等式用于确保在涡轮发动机的所有操作条件下的正确除冰。
在本发明的装置中，孔可以是分开的并且与钩间隔开，因此它们相比于现有技术的装置定位成更远离入口导向叶片的上游。因此，热空气射流在穿入通道之前行进更长的距离，并且它们可在通道内的更大深度上对入口导向叶片进行除冰。
以一般的方式，并且与现有技术的装置相比，对于从发动机排出的给定的热空气流速，本发明的装置使得能够更好地对分流器鼻部进行除冰并且使热空气射流更好地穿入通道。具体地，研究特别表明，与基于热空气射流的现有技术装置相比，射流穿入通道的量高达50％。
钩关于涡轮发动机的纵向轴线是轴对称的。
优选地，钩的外表面与注射孔口的轴线形成在40°至70°范围内的角度。当以这种方式制造钩时，每个热空气射流穿入主通道的角度使得射流比使用位于该值范围之外的角度时更向上游倾斜。该设置进一步增加了热空气射流穿入通道的深度，并且改善了入口导向叶片的除冰。
另外优选地，注射孔口的水力直径D满足以下不等式：2％≤D/H≤6％，其中H是注射孔口与主流流动通路的内壁之间的距离。距离H也对应于注射孔口处用于主流的流动通道的高度。该值的范围使得能够确保通道中的热空气射流适应压缩机的尺寸。具体地，对于D/H<2％的值，离开孔口的热空气以太小的速率流动而不能提供正确的除冰。对于D/H>6％的值，孔口的截面更大并且产生的射流的特征在于马赫数小，这导致射流被通道中的主流的流动迅速剪切。
在一个实施例中，每个注射孔口可呈现圆形的截面。
该装置还可包括用于输送热空气的装置，该装置配置成将热空气向上游输送到分流器鼻部的内部。
本发明还提供一种航空涡轮发动机风扇模块，包括：风扇、低压压缩机、位于低压压缩机上游和风扇下游的入口导向叶片以及如上所述的除冰装置，注射孔口被定位在分流器鼻部的内部环形壁上，使得在操作中，由每个注射孔口递送到主流流动通路中的热空气朝向入口导向叶片的前缘喷射。
最后，本发明还提供了一种航空涡轮发动机，其包括如上所述的风扇模块。
附图说明
本发明的其它特征和优点从以下参考附图的描述中显现，附图示出了没有限制特征的实施例。在附图中：
·图1是装配有根据本发明的除冰装置的航空涡轮发动机的局部纵向剖视图；
·图2是图1涡轮发动机的分流器鼻部的较大比例的视图；以及
·图3是比图2更大比例的视图，其示出了内部护罩的钩。
具体实施方式
图1示出了可应用本发明的双轴旁通型航空涡轮发动机1的一部分。
以已知的方式，涡轮发动机1关于纵向轴线X-X轴对称并且在其上游端处具有接收外部空气的入口，该空气供给风扇2。在风扇2的下游，空气在用于主流(或热流)的流动通道(或通路)4和用于次流(或冷流)的流动通道6之间分流。这两个通道4和6中的流动在通道入口处通过分流器鼻部8彼此分开。一旦空气已进入主流流动通道4，其在被喷射到发动机外部之前就通过低压压缩机3(或“增压器”)、高压压缩机、燃烧室和涡轮(这些元件未在图中示出)。
如图2和图3所示，分流器鼻部8在其上游边缘处具有U形或整圆的V形的纵向截面，并且其具有限定主流流动通道4的入口的内部环形壁10，以及限定次流流动通道6内部的外部环形壁12。在纵向方向上，外部环形壁12比内部环形壁10长。
分流器鼻部8的内部环形壁10包括形成注射孔口14的孔，用于沿相应的钻孔轴线A将热空气注射到主流流动通道4中。注射孔口14围绕内部环形壁10周向分布。在该示例中，每个孔口14的轴线A相对于涡轮发动机的轴线X-X基本上是径向的，即轴线A基本垂直于轴线X-X。从图2中可看出，注射孔口14与限定主流流动通道内部的壁15间隔开距离H(距离H也对应于与注射孔口14对齐的通道的高度)。如在所示的示例中，注射孔口14可以是圆形的，或者作为示例，它们可以是椭圆形的。在所有情况下，它们可呈现满足不等式0.02≤D/H≤0.06的水力直径D。以已知的方式，对于空气，水力直径被定义为孔口的流动截面的面积的四倍除以孔口的周长之间的比率。对于任何圆形截面的注射孔口14，水力直径等于孔口的直径。
分流器鼻部8的内部环形壁10通过内部护罩16向下游延伸。内部护罩16承载涡轮发动机的入口导向叶片18。应该观察到，可选择注射孔口14的定位，使得在操作中，由所述孔口14递送的热空气射流冲击主流流动通道中的入口导向叶片18的前缘。内部环形壁10和外部环形壁12以及内部护罩16在分流器鼻部8内部限定环形腔体20。内部护罩16通过集成在所述护罩16中的钩22抵靠分流器鼻部8的内部环形壁10定位并保持在其上游端处，并且通过涡轮发动机的结构壳体24定位并保持在其下游端处。
在所示的示例中，结构壳体24包括内壳体26和外壳体28两者，内壳体26朝下游延伸内部护罩16，内部护罩16抵靠在内壳体26上，外壳体28还设置有凸缘30，用于与存在于内部护罩16下游端处的凸缘32协作。在它们之间，内壳体26和外壳体28限定了用于输送热空气的环形通路34，该通路通过存在于内部护罩16的凸缘32中的开口36通入分流器鼻部8的腔体20中。热空气喷射器(未示出)用于将热空气引入用于输送热空气的环形通路34的内部(即，从涡轮发动机的压缩机排出)。
在图3中更详细地示出了在内部护罩16的上游端处的钩22。钩22具有搁置在分流器鼻部8的内部环形壁10上的内表面220，以及面向鼻部8的外部环形壁12的外表面221。钩22还具有上游表面222和下游表面223，在该示例中，上游表面222和下游表面223基本上彼此平行，并且在基本上径向的方向上延伸。钩22的上游表面222在上游端处提供内表面220和外表面221之间的连接。在该示例中，上游表面222小于下游表面223。在该示例中，钩22的表面220、221、222和223在纵向截面中都基本上为直线。
钩22优选地关于轴线X-X轴对称，并且其定位在注射孔口14的下游而不阻碍它们，即钩22不是径向地位于孔口14上方。钩22以这样的方式从注射孔口14偏移，即对应于钩的上游端的上游表面222位于注射孔口14的下游。
根据本发明，钩22的面向分流器鼻部8的外部环形壁12的外表面221相对于注射孔口的轴线A形成小于90°的角度α(图3)。角度α可在40°至70°的范围内，以便改善热空气射流穿入主流流动通道。因此，钩22的外表面221在沿着外表面221从上游到下游时(即，在远离注射孔口14时)倾斜并逐渐靠近鼻部8的外部环形壁12。外表面221的倾斜还用于限定表面221和外部环形壁12之间的变化间隙，该间隙具有一些最小值J。在所示的示例中，最小间隙J是位于表面221和223之间的圆形边缘224上的点与外部环形壁12之间的距离。根据本发明，最小间隙J和注射孔口的水力直径D满足以下不等式：
0.2≤J/D≤0.6。
在操作中，例如，沿着通路34将热空气输送到分流器鼻部内部的腔体20中。用于该热空气流的可能的出口(空气流由图2中的虚线箭头表示)由注射孔口14构成。因此，热空气流朝向钩22朝向分流器鼻部8的上游端流动。当空气流接近钩22时，其通过钩22的下游表面223向外偏转。此后，其需要借助收缩部越过钩，其中间隙J在钩22的外表面221和鼻部8的外部环形壁12之间最小。在通过该收缩部时，热空气流加速，以便撞击分流器鼻部8的端部并对其加热。最后，空气流可在其上游端处沿着鼻部8的壁行进，以便到达注射孔口14，注射孔口14用于以热空气射流的形式将其投射到通道中。以这种方式生成的热空气射流可撞击入口导向叶片的前缘，从而对它们进行除冰。
已经进行了研究，其示出热空气流沿着分流器鼻部在方位方向上的良好分布，以及由注射孔口生成的射流穿入通道的深度的均匀性。因此，本发明的装置在执行对分流器鼻部8以及入口导向叶片18两者进行除冰的两个功能方面更有效，并且与现有技术的装置相比，其不需要增加从压缩机排出的热空气的量。

Claims (6)

1.一种航空涡轮发动机风扇模块(1)，包括：风扇(2)、低压压缩机(3)、位于所述低压压缩机上游和所述风扇(2)下游的入口导向叶片(18)以及除冰装置，所述除冰装置用于对所述涡轮发动机的分流器鼻部(8)和入口导向叶片(18)两者进行除冰，所述除冰装置包括：
·分流器鼻部(8)，用于定位在所述涡轮发动机的所述风扇(2)的下游，以便将来自所述风扇的流分成环形的主流流动通路(4)和次流流动通路(6)，所述鼻部具有限定所述次流流动通路(6)内部的外部环形壁(12)和限定所述主流流动通路(4)的入口的内部环形壁(10)，所述内部环形壁(10)设置有注射孔口(14)，所述注射孔口(14)定位在所述入口导向叶片的上游，并且通过所述注射孔口(14)吹入热空气；以及
·内部护罩(16)，所述入口导向叶片(18)紧固到所述内部护罩(16)并且所述内部护罩(16)包括关于所述涡轮发动机的纵向轴线(X-X)轴对称的钩(22)，所述内部护罩(16)通过所述钩(22)抵靠所述内部环形壁(10)轴向地保持在其上游端处；
所述模块的特征在于，所述钩(22)具有外表面(221)，所述外表面(221)面向所述外部环形壁(12)并且与注射孔口(14)的轴线(A)形成小于90°的角度(α)，使得所述钩(22)的外表面(221)在远离所述注射孔口(14)时逐渐靠近所述外部环形壁(12)，所述钩(22)的所述外表面(221)相对于所述外部环形壁(12)呈现最小量的间隙J，使得：
0.2≤J/D≤0.6；
其中D是所述注射孔口(14)的水力直径。
2.根据权利要求1所述的风扇模块，其特征在于，所述钩(22)的外表面(221)与注射孔口(14)的所述轴线(A)形成在40°至70°范围内的角度(α)。
3.根据权利要求1所述的风扇模块，其特征在于，注射孔口(14)的所述水力直径D满足下面的不等式：2％≤D/H≤6％，其中H是注射孔口(14)与所述主流流动通路(4)的内壁(15)之间的距离。
4.根据权利要求1所述的风扇模块，其特征在于，每个注射孔口(14)呈现圆形截面。
5.根据权利要求1所述的风扇模块，其特征在于，还包括用于输送热空气的装置(34、36)，所述装置(34、36)配置成将热空气向上游递送到所述分流器鼻部(8)的内部。
6.一种航空涡轮发动机(1)，包括根据权利要求1所述的风扇模块。
CN201780007734.4A 2016-01-22 2017-01-10 用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片进行除冰的装置 Active CN108495977B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1650510 2016-01-22
FR1650510A FR3047042B1 (fr) 2016-01-22 2016-01-22 Dispositif de degivrage d'un bec de separation et d'aubes directrices d'entree d'une turbomachine aeronautique
PCT/FR2017/050048 WO2017125663A1 (fr) 2016-01-22 2017-01-10 Module de soufflante de turbomachine aeronautique avec un dispositif de degivrage d'un bec de separation et d'aubes directrices d'entree

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108495977A CN108495977A (zh) 2018-09-04
CN108495977B true CN108495977B (zh) 2020-10-02

Family

ID=55411685

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201780007734.4A Active CN108495977B (zh) 2016-01-22 2017-01-10 用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片进行除冰的装置

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10738650B2 (zh)
EP (1) EP3405656B1 (zh)
CN (1) CN108495977B (zh)
FR (1) FR3047042B1 (zh)
WO (1) WO2017125663A1 (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108138582B (zh) * 2015-07-30 2020-11-17 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮发动机叶片的防结冰***
GB201705734D0 (en) * 2017-04-10 2017-05-24 Rolls Royce Plc Flow splitter
FR3078101B1 (fr) * 2018-02-16 2020-11-27 Safran Aircraft Engines Turbomachine a bec de separation de flux a profil en serrations
FR3087477A1 (fr) * 2018-10-22 2020-04-24 Safran Aircraft Engines Dispositif de degivrage d'un bec de turbomachine
CN109653816B (zh) * 2019-01-23 2024-05-10 江苏核电有限公司 一种用于汽轮机自带围带叶片的撑顶工具及其撑顶方法
US11156093B2 (en) 2019-04-18 2021-10-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade ice protection using hot air
US11118457B2 (en) * 2019-10-21 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for fan blade heating using coanda effect
CN113047961B (zh) * 2019-12-26 2022-05-24 中国航发商用航空发动机有限责任公司 分流环、核心机以及航空发动机
FR3111393B1 (fr) * 2020-06-12 2022-07-22 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un organe de séparation d’un flux d’air amovible
CN117662299A (zh) * 2022-08-29 2024-03-08 中国航发商用航空发动机有限责任公司 分流环及包含其的航空发动机和飞行器

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3004485A1 (fr) * 2013-04-11 2014-10-17 Snecma Dispositif de degivrage d'un bec de separation de turbomachine aeronautique
WO2014182289A1 (en) * 2013-05-07 2014-11-13 General Electric Company Anti-ice splitter nose

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6561760B2 (en) * 2001-08-17 2003-05-13 General Electric Company Booster compressor deicer
US8015788B2 (en) * 2006-12-27 2011-09-13 General Electric Company Heat transfer system for turbine engine using heat pipes
US8764387B2 (en) * 2011-01-25 2014-07-01 Rolls-Royce Corporation Aggregate vane assembly
BE1022482B1 (fr) * 2014-10-21 2016-05-02 Techspace Aero S.A. Bec de separation a degivrage plasma pour compresseur de turbomachine axiale
CN108138582B (zh) * 2015-07-30 2020-11-17 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮发动机叶片的防结冰***
BE1023354B1 (fr) * 2015-08-13 2017-02-13 Safran Aero Boosters S.A. Bec de separation degivrant de compresseur de turbomachine axiale
BE1023531B1 (fr) * 2015-10-15 2017-04-25 Safran Aero Boosters S.A. Dispositif degivrant de bec de separation de compresseur de turbomachine axiale
FR3051016B1 (fr) * 2016-05-09 2020-03-13 Safran Aircraft Engines Dispositif de degivrage d'un bec de separation de turbomachine aeronautique

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3004485A1 (fr) * 2013-04-11 2014-10-17 Snecma Dispositif de degivrage d'un bec de separation de turbomachine aeronautique
WO2014182289A1 (en) * 2013-05-07 2014-11-13 General Electric Company Anti-ice splitter nose

Also Published As

Publication number Publication date
FR3047042A1 (fr) 2017-07-28
US10738650B2 (en) 2020-08-11
EP3405656B1 (fr) 2019-12-25
WO2017125663A1 (fr) 2017-07-27
US20190024533A1 (en) 2019-01-24
EP3405656A1 (fr) 2018-11-28
CN108495977A (zh) 2018-09-04
FR3047042B1 (fr) 2018-02-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108495977B (zh) 用于对航空涡轮发动机的分流器鼻部和入口导向叶片进行除冰的装置
CN107975424B (zh) 轴向涡轮机压缩机的除冰鼻部
US10494997B2 (en) Device for de-icing a splitter nose of an aviation turbine engine
CN108138582B (zh) 用于涡轮发动机叶片的防结冰***
CN107923621B (zh) 具有减少的燃烧停留时间的带延迟稀薄喷射的燃气涡轮过渡管道
US10723464B2 (en) Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
US8221080B2 (en) Method for improving the flow conditions on the propeller or fan of an aircraft engine and accordingly designed hub cone
US10100730B2 (en) Secondary air system with venturi
CN110454236B (zh) 一种用于燃气涡轮发动机进口可调导叶的防冰装置
US20180195728A1 (en) Fuel injector
KR20130054215A (ko) 유체-유동 장치용 축류 압축기
US2812899A (en) Intake sprinkler for gas turbine engines
US20180030893A1 (en) Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine
CN109424370B (zh) 用于收敛-发散型次级喷嘴的加热***
US20140356128A1 (en) Method and device for stabilizing a compressor current
US11300296B2 (en) Combustion chamber of a turbomachine
CN113795650B (zh) 用于航空涡轮机的分离喷嘴
US8613591B2 (en) Fan case abradable drainage trench and slot
US11098646B2 (en) Gas turbine impeller nose cone
US20170314467A1 (en) Directed Flow Nozzle Swirl Enhancer
US8893502B2 (en) Augmentor spray bar with tip support bushing
US11788727B2 (en) Injector nose for turbomachine comprising a primary fuel circuit arranged around a secondary fuel circuit
US11754285B2 (en) Combustor for gas turbine engine including plurality of projections extending toward a compressed air chamber
GB2533586A (en) Gas turbine engine intake duct
US20220235936A1 (en) Combustion chamber comprising means for cooling an annular casing zone downstream of a chimney

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