FR2574856A1 - Dispositif d'alimentation d'air de refroidissement d'une turbine notamment pour des moteurs a turbine a gaz - Google Patents
Dispositif d'alimentation d'air de refroidissement d'une turbine notamment pour des moteurs a turbine a gaz Download PDFInfo
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Abstract
LA PRESENTE INVENTION CONCERNE UN MOTEUR A TURBINE A GAZ. CE MOTEUR EST CARACTERISE EN CE QU'IL COMPREND UNE PREMIERE PLURALITE D'INJECTEURS 38 ESPACES CIRCONFERENTIELLEMENT LES UNS DES AUTRES AUTOUR DU MOTEUR, UNE SECONDE PLURALITE D'INJECTEURS 40 ESPACES CIRCONFERENTIELLEMENT LES UNS DES AUTRES AUTOUR DU MOTEUR, ET DES MOYENS 42, 44 POUR RESTREINDRE L'ECOULEMENT DE L'AIR DE REFROIDISSEMENT VERS LES SECONDS INJECTEURS 40, DANS LES CONDITIONS DE FONCTIONNEMENT DU MOTEUR QUI EXIGENT UN DEBIT D'AIR DE REFROIDISSEMENT INFERIEUR AU DEBIT MAXIMAL.
Description
La présente invention concerne des moteurs à turbine a gaz comportant des
composants d'un rotor à turbine refroidissable. Les principes de l'invention ont été développés pour une application particulière à l'alimentation en air de refroidissement en direction des ailettes rotoriques de l'ensemble du rotor mais ils peuvent avoir aussi bien un
domaine d'application plus large.
Dans les moteurs à turbine à gaz auxquels se rappor-
te l'invention, un combustible est brûlé dans une chambre
de combustion afin de produire un effluent chaud. Cet ef-
fluent se détend dans une section de turbine en travers de sériesalternées d'aubes statoriques fixes et d'ailettes rotoriques rotatives, afin de produire une énergie utilisable. Les températures de l'effluent à l'endroit des séries initiales d'aubes et ailettes dépassent couramment 10930C. Les aubes et ailettes qui sont susceptibles d'être endommaqgés par l'effluent chaud,sont refroidies par de l'air comprimé en amont dans le moteur et s'écoulant en direction
de la turbine afin d'assurer son refroidissement.
Un problème notable quelvon rencontre avec de tels systèmes, est le transfert d'air de refroidissement à partir de cavité fixes dans le stator du moteur, en direction du rotor, en vue d'être distribué ensuite vers l'intérieur des ailettes rotoriques. Les brevets US-3 768 921, 3 990 812, 4 178 129, 4 236 869 -et 4 435 123 décrivent des principes associés à la présente invention et utilisables pour assurer
une telle distribution.
Malgré la disponibilité de tes principes, les scien-
tifiques et ingénieurs spécialisés dans le domaine de l'in-
dustrie des turbines à gaz ont continué leurs recherches en direction de principesencore améliorés et en particulier de principespermettant d'utiliser d'une manière judicieuse l'air de refroidissement fourni ou de réduire les débits
d'air d'alimentation dépassant celui qui est exigq.
Suivant l'invention la quantité d'air de refroi-
dissement pouvant s'écouler en direction des ailettes roto-
riques d'une turbine d'un moteur à turbine h gaz est rendue
variable en réponse aux exigences des ailettes, en permet-
tant l'ouverture et la fermeture d'une portion des injec-
teurs d'un système d'injection tanqentielle embarqué four-
nissant l'air de refroidissement au rotor.
Des caractéristiques principales de la présente invention comportent des premiers injecteurs et des seconds injecteurs du système d'injection tangentielle embarqu,. Les injecteurs des deux ensembles sont espacés circonférentiellement tout autour du moteur, les seconds injecteurs étant, dans la forme d'exécution décrite, espacés radialement vers l'extérieur par rapport aux premier injecteurs. Un anneau prévu à l'extrémité amont des seconds injecteurs présente une pluralité d'orifices correspondant, du point de vue section de passage et espacement, à la section de passage et à l'espacement des seconds injecteurs. Des moyens d'actionnement sont prévus pour faire tourner cet anneau de telle façon que ses orifices soient alignés avec les secondsinjecteurs dans les conditions d'un débit de refroidissement maximal exigé et qu'il soient par contre non alignésdans les cas exigeant un
débit d'air moindre.
L'invention est basée en partie sur la reconnaissan-
ce du fait que des quantités excessives d'air de refroi-
dissement s'écoulenthabituellement en direction des ailettes de turbine refroidies dans les conditions correspondant au régime de croisière de telle façon qu'un débit approprié
soit disponible dans le cas des conditions exigeant le maxi-
mum d'énergie. Un avantage principal de la présente inven-
tion est la réduction notable du volume de l'air de refroi-
dissement utilisé pour refroidir les ailettes de turbine enrégie de croisière et une réduction appréciable de l'air de refroidissement utilisé pendant tout le cycle de vol du moteur. On décrira ci-après,à titre d'exemple non limitatif, une forme d'exécution de la présente invention,en référence au dessin annexé sur lequel: La figure I est une vue en coupe simplifiée d'une partie de la section de turbine d'un moteur à turbine à gaz, cette vue montrant l'appareil assurant la distribution de
l'air de refroidissement en direction des ailettes rotori-
ques. La figure 2 est une vue en coupe faite suivant la ligne 2-2 de la figure 1, cette vue illustrant l'intercep- tion du débit d'air de refroidissement en directiondes secondsinjecteurs. Une portion simplifiée 10 de la section de turbine
d'un moteur à turbine à gaz est représentée sur la figure 1.
Dans cette portion sont inclus un stator 12 et un rotor 14.
Un circuit d'écoulement 16 pour les gaz de travail actifs
s'étend axialement entre des séries alternées d'aubes sta-
toriques, représentées par l'aube'unique 18, et d'ailettes rotoriques, représentées par l'ailette unique 20,
à partir d'une chambre de combustion 22.
Des cavités annulaires 24 et 26, communiquant l'une
avec l'autre, sont formées dans le stator 12 et elles fonc-
tionnent en partie en tant que réservoirs pour l'air de refroidissement de la turbine. La structure 28 du staetor, qui forme une partie de la paroi de la cavité 24, supporte la série d'aubes statoriques 18. Ces aubes s'étendent radialement à partir de cette structure, en travers du circuit d'écoulement des gaz de travail actifs. Chaque aube a une multiplicité de passagesde refroidissement interneset d'ouvertures en surface à travers lesquels 1-' air provenant de la cavité peut s'écouler afin de refroidir les aubes.
Immédiatement en aval de la série d'aubes statori-
ques 18 est disposée la rangée d'ailettes rotoriques 20. Ces ailettes s'étendent radialement vers l'extérieur à partir d'un disque rotorique formant support 30. Des cavités 32 et 34 sont formées entre la structure 28 du stator et le disque
rotorique 30. La cavité 34 est isolée par des joints A laby-
rinthe 36 et elle peut être alimenté en air de refroidisse-
ment à partir de la cavité 26, par une multiplicité de pre-
mier injecteur ou buses, représentés par le seul injecteur 38. Dans la forme d'exécution illustrée ces injecteurs sont espacés les uns des autres dans le sens circonférentiel
autour du moteur. En outre une multiplicité de secondsinjec-
teursou buses, représentés par le seul injecteur hn, sont capables de fournir de l'air de refroidissement additionnel à partir de la cavité 26 à la cavité 34. Dans la forme d'exécution illustrée ces injecteurs sont également espacés
dans le sens circonférentiel autour du moteur. res injec-
teurs sont du type "injecteurs tangentiels embarqués" et
leur fonctionnement est décrit dans le brevet IIS-3 768 021.
Un anneau 42 percé d'orifices44 qui peuvent être alignés avec les injecteurs correspondants 40, est monté en butée contre la structure 28 qui supporte les injecteurs. Comme on peut le voir sur la figure 2, l'anneau 42 peut -être tourné
au moyen d'un actionneur 46, jusqu'à une position dans la-
quelle]es orifices 44 et les injecteurs 40 se trouvent alignés, et il peut être également tourné par l'actionneur de manière à occuper une position dans laquelle la plaque annulaire intercepte l'air de refroidissement qui sans cela
s'écoulerait vers les injecteurs 40.
Le disque rotorique 30 présente une pluralité de trous, représentés par le seul trou 48 sur la figure 1,
trous à travers lesquels l'air de refroidissement peut s'é-
couler à partir de la cavité 34 vers une cavité interne 50 dans le rotor 14. Des passages 52 dans le disque permettent l'écoulement de I'air de refroidissement en direction des ailettes de turbine supportées par-le disque. Chacune de ces ailettes présente une multiplicité de passages de refroidissement internes et des ouvertures en surface 54 h travers lesquels l'air peut s'écouler pour refroidir les ailettes. La valeur du débit de refroidissement exigé pour refroidir les ailettes 20 de la turbine varient avec le type de moteur pour lequel les ailettes ont été conçues. Dans les moteurs modernes la température des gaz de travail actifs
peut dépasser 1l93,30C et une alimentationen air de refroi-
dissement à travers chacune des ouvertures 54 est exiqAe afin d'empêcher l'écoulement en retour de gaz actif chaud contre la surface des ailettes ou vers et dans l'int6rieur
des ailettes à travers une ou plusieurs de ces ouvertures.
Dans chacun de ces cas la pression de l'air de refroidissement fourni à l'intérieur des ailettes et l'aire totale des ouvertures 54 sont dimensionnées proportionnellement de manière à fournir la quantité exigée de débit d'ai ie refroidissement pour le niveau d'énergie du moteur le plus élevé, c'est-à-dire dans les conditions de débit de la
turbine les plus chaudes.
Dans la forme d'exécution de l'invention présente-
ment illustrée le débit d'air de refroidissement pour le niveau d'énergie du moteur le plus élevé est fourni par les injecteurs 38 et 40. Pour obtenir un tel débit l'anneau 42 est placé,.par l'actionneur46, dans une position telle que ses
orifices 44 soient alignés avec les secondsinjecteurs 40.
Lorsque le moteur doit fonctionner à. un niveau puissanceplusfaibleet que 15.les exigences en matière de refroidissement sont réduites proportionnellement, l'anneau 42 est déplacé circonférentiellement de telle façon que cet anneau
intercepte le débit en direction des second injecteurs 40.
Dans une telle condition l'écoulement vers et dans la cavité 34 et par conséquent le volume d'air fourni aux ailettes de
turbine 20 sont réduits.
Ainsi qu'il a été décrit, le fonctionnement des second injecteurs 42 peutpasser de l'état de mise en service totale à l'état de mise hors service totale et vice versa. Pour des exigences intermédiaires en matière de refroidissement, les orifices 44 peuvent être placés,par l'actionneur 46, avec des degrés différents d'alignement avec
les secondsinjecteurs, afin-de fournir des degrés intermé-
diaires de restriction du débit d'air de refroidissement.
Les réductions obtenues en ce qui concerne la quan-
tité d'air de refroidissement s'écoulant pour protéger les composants de la turbine sont notables et elles sont
estimées être de l'ordre de 10% du débit d'air de refroi-
dissement total, si on effectue une comparaison avec des turbines pourvues de systèmes d'alimentation en air de refroidissement conventionnels Une partie dominante du cycle du vol se déroule dans des conditions de croisière en altitude dans lesquelles les exigences en matière de refroidissement des ailettes de turbine sont d'environ 7f0
des conditions normales prévalant au décollage. La r4duc-
tion ou l'interception complète du débit en direction des secondsinjecteurs 40,dimensionnés d'une manière sppropriée, permet d'adapter la quantité d'air s'écoulant dans les con- ditions de croisière aux exigences de 70% ce qui permet
d'obtenir une économie de 10% dans le débit d'air total.
Claims (4)
1.- Moteur à turbine à gaz du type comportant des ailettes rotoriques refroidissables, des moyens pour fournir de l'air
de refroidissement à ces ailettes, lesquels comportent des injec-
teurs embarqués tangentiels fixés au stator du moteur entre source d'air de refroidissement et le rotor du moteur, afin de diriger un débit d'air de refroidissement contre le rotor, dans la direction de la rotation du rotor, et des passages à l'intérieur du rotor pour diriger ensuite le débit d'air vers les ailettes rotoriques,
caractérisé en ce qu'il comprend une première pluralité d'injec-
teurs (38) espacés circonférentiellement les uns des autres autour
du moteur, une seconde pluralité d'injecteurs (40) espacés circon-
férentiellement les uns des autres autour du moteur, et des moyens (42,44) pour restreindre l'écoulement de l'air de refroidissement
vers les seconds injecteurs (40), dans les conditions de fonctionne-
ment du moteur qui exigent un débit d'air de refroidissement
inférieur au débit maximal.
2.- Moteur à turbine à gaz suivant la revendication 1 carac-
térisé en ce que les moyens pour restreindre le débit d'air de refroidissement en direction des seconds injecteurs (40) comprennent un anneau (42) disposé contre les extrémités amont des seconds injecteurs (40) et qui percé d'une pluralité d'orifices (44), et cet anneau (42) peut être tourné circonférentiellement autour du moteur
de telle façon que les orifices (44) de l'anneau (42) soient prati-
quement alignés avec les seconds injecteurs (40) pour permettre la restriction du débit d'air de refroidissement à travers les seconds injecteurs (40) dans les conditions de fonctionnement du moteur qui
exigent un débit d'air de refroidissement inférieur au débit maximal.
3.- Moteur à turbine à gaz comportant un rotor et un stator,
caractérisé en ce qu'il comprendun rotor comportant un disque roto-
rique (30) supportant une pluralité d'ailettes rotoriques refroidis-
sables (20), s'étendant vers l'extérieur à partir du disque (30) à l'intérieur duquel est définie une cavité (34) capable de recevoir l'air de refroidissement en vue d'une distribution subséquente en direction des ailettes rotoriques (20), le disque (30) étant percé de trous (48) communiquant avec la cavité (34), une structure (28) du stator supportant une pluralité de premiers injecteurs (38) et une pluralité de seconds injecteurs (40) et définissant une cavité (26) à l'endroit des extrémités amont de ces injecteurs, vers
lesquels l'air de refroidissement peut s'écouler pour être dis-
tribué ensuite vers le rotor du moteur, des moyens d'étanchéité s'étendant à partir de la structure (28) du stator et à partir du rotor afin de former une cavité (26) entre eux, autour des extrémités amont des injecteurs, cette cavité (26) communiquant, à travers les trous (48) du disque (30), avec la cavité (34) du rotor, et des moyens (42,44) disposés en travers des extrémités
amont des seconds injecteurs et capables d'intercepter l'écoule-
ment de l'air de refroidissement à partir de la cavité (26) dans la structure du stator, en direction des seconds injecteurs (40), en réponse à des exigences réduites des ailettes de la turbine en
ce qui concerne le débit d'air de refroidissement.
4.- Moteur à turbine à gaz suivant la revendication 3 ca-
ractérisé en ce que les moyens pour intercepter le débit d'air
de refroidissement en direction des seconds injecteurs (40) com-
prennent un anneau (42) percé d'une pluralité d'orifices (44),
espacés, dans la direction circonférentielle, d'une manière corres-
pondant à l'espacement des seconds injecteurs (40) et des moyens (46) pour faire tourner l'anneau (42) circonférentiellement autour du moteur, en réponse aux exigences des ailettes de la turbine en ce qui concerne le débit d'air de refroidissement de telle façon que pour les exigences d'un débit d'air maximal les orifices (44) et les seconds injecteurs (40) soient complètement alignés et que pour les exigences d'un débit d'air minimal, les seconds injecteurs
(40) soient totalement bloqués par l'anneau (42).
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/682,042 US4708588A (en) | 1984-12-14 | 1984-12-14 | Turbine cooling air supply system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2574856A1 true FR2574856A1 (fr) | 1986-06-20 |
Family
ID=24737958
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8518500A Withdrawn FR2574856A1 (fr) | 1984-12-14 | 1985-12-13 | Dispositif d'alimentation d'air de refroidissement d'une turbine notamment pour des moteurs a turbine a gaz |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
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| FR (1) | FR2574856A1 (fr) |
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Families Citing this family (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4759688A (en) * | 1986-12-16 | 1988-07-26 | Allied-Signal Inc. | Cooling flow side entry for cooled turbine blading |
| US4822244A (en) * | 1987-10-15 | 1989-04-18 | United Technologies Corporation | Tobi |
| US4869640A (en) * | 1988-09-16 | 1989-09-26 | United Technologies Corporation | Controlled temperature rotating seal |
| FR2661946B1 (fr) * | 1990-05-14 | 1994-06-10 | Alsthom Gec | Etage de turbine a action avec pertes secondaires reduites. |
| US5054996A (en) * | 1990-07-27 | 1991-10-08 | General Electric Company | Thermal linear actuator for rotor air flow control in a gas turbine |
| US5226785A (en) * | 1991-10-30 | 1993-07-13 | General Electric Company | Impeller system for a gas turbine engine |
| US5232335A (en) * | 1991-10-30 | 1993-08-03 | General Electric Company | Interstage thermal shield retention system |
| US5996331A (en) * | 1997-09-15 | 1999-12-07 | Alliedsignal Inc. | Passive turbine coolant regulator responsive to engine load |
| US6183193B1 (en) | 1999-05-21 | 2001-02-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cast on-board injection nozzle with adjustable flow area |
| DE10043906A1 (de) * | 2000-09-06 | 2002-03-14 | Rolls Royce Deutschland | Vordralldüsenträger |
| US6468032B2 (en) | 2000-12-18 | 2002-10-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Further cooling of pre-swirl flow entering cooled rotor aerofoils |
| US6773225B2 (en) * | 2002-05-30 | 2004-08-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine and method of bleeding gas therefrom |
| US6837676B2 (en) * | 2002-09-11 | 2005-01-04 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine |
| GB2420155B (en) * | 2004-11-12 | 2008-08-27 | Rolls Royce Plc | Turbine blade cooling system |
| GB2424927A (en) * | 2005-04-06 | 2006-10-11 | Rolls Royce Plc | A pre-swirl nozzle ring and a method of manufacturing a pre-swirl nozzle ring |
| US7244104B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-07-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflectors for controlling entry of fluid leakage into the working fluid flowpath of a gas turbine engine |
| US7189056B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-03-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade and disk radial pre-swirlers |
| US7189055B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-03-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Coverplate deflectors for redirecting a fluid flow |
| US8277169B2 (en) * | 2005-06-16 | 2012-10-02 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor cooling flow system |
| JP4616869B2 (ja) * | 2007-08-24 | 2011-01-19 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
| EP2552780A1 (fr) * | 2010-03-31 | 2013-02-06 | United Technologies Corporation | Régulation d'espacement de pointe de pale de turbine |
| US8529195B2 (en) | 2010-10-12 | 2013-09-10 | General Electric Company | Inducer for gas turbine system |
| US9080449B2 (en) * | 2011-08-16 | 2015-07-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine seal assembly having flow-through tube |
| RU2484259C1 (ru) * | 2011-10-27 | 2013-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Система регулирования расхода воздуха на охлаждение турбины газотурбинного двигателя |
| WO2013102098A1 (fr) * | 2011-12-29 | 2013-07-04 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Soupape de moteur à turbine à gaz |
| US9593590B2 (en) * | 2013-03-01 | 2017-03-14 | Siemens Energy, Inc. | Active bypass flow control for a seal in a gas turbine engine |
| EP2971516B1 (fr) | 2013-03-14 | 2020-02-19 | Rolls-Royce plc | Procédé et appareil de commande de refroidissement modulé d'un composant de turbine à gaz |
| US9777634B2 (en) * | 2013-09-12 | 2017-10-03 | United Technologies Corporation | Tube fed tangential on-board injector for gas turbine engine |
| WO2015112268A2 (fr) | 2013-12-16 | 2015-07-30 | United Technologies Corporation | Modulation de refroidissement de profil aérodynamique centrifuge |
| US10167723B2 (en) | 2014-06-06 | 2019-01-01 | United Technologies Corporation | Thermally isolated turbine section for a gas turbine engine |
| US9803557B2 (en) * | 2015-01-20 | 2017-10-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine and blocker door assembly |
| RU2623852C1 (ru) * | 2016-09-15 | 2017-06-29 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Способ подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя |
| RU2716940C1 (ru) | 2018-02-09 | 2020-03-17 | Кэрриер Корпорейшн | Центробежный компрессор с рециркуляционным каналом |
| US11512594B2 (en) * | 2020-06-05 | 2022-11-29 | General Electric Company | System and method for modulating airflow into a bore of a rotor to control blade tip clearance |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2811833A (en) * | 1953-06-05 | 1957-11-05 | Gen Motors Corp | Turbine cooling |
| FR2280791A1 (fr) * | 1974-07-31 | 1976-02-27 | Snecma | Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine |
| GB2111598A (en) * | 1981-12-15 | 1983-07-06 | Rolls Royce | Cooling air pressure control in a gas turbine engine |
Family Cites Families (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US716765A (en) * | 1901-02-23 | 1902-12-23 | W L Abbott | Steam-turbine. |
| US1941361A (en) * | 1931-03-14 | 1933-12-26 | Moody Lewis Ferry | Air inlet control and method of operating a pump-turbine |
| US2385967A (en) * | 1944-09-29 | 1945-10-02 | Lowell E Coffelt | Waterwheel mounting |
| US2798657A (en) * | 1954-08-30 | 1957-07-09 | Gen Electric | Compressor |
| US3011693A (en) * | 1956-12-05 | 1961-12-05 | Clarage Fan Company | Apparatus relating to centrifugal wheel inlet boundary control |
| US3768921A (en) * | 1972-02-24 | 1973-10-30 | Aircraft Corp | Chamber pressure control using free vortex flow |
| US3936215A (en) * | 1974-12-20 | 1976-02-03 | United Technologies Corporation | Turbine vane cooling |
| US3990812A (en) * | 1975-03-03 | 1976-11-09 | United Technologies Corporation | Radial inflow blade cooling system |
| US4103899A (en) * | 1975-10-01 | 1978-08-01 | United Technologies Corporation | Rotary seal with pressurized air directed at fluid approaching the seal |
| US3980411A (en) * | 1975-10-20 | 1976-09-14 | United Technologies Corporation | Aerodynamic seal for a rotary machine |
| GB1561229A (en) * | 1977-02-18 | 1980-02-13 | Rolls Royce | Gas turbine engine cooling system |
| US4236869A (en) * | 1977-12-27 | 1980-12-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery |
| US4296599A (en) * | 1979-03-30 | 1981-10-27 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation apparatus |
| US4288201A (en) * | 1979-09-14 | 1981-09-08 | United Technologies Corporation | Vane cooling structure |
| US4332133A (en) * | 1979-11-14 | 1982-06-01 | United Technologies Corporation | Compressor bleed system for cooling and clearance control |
| US4378960A (en) * | 1980-05-13 | 1983-04-05 | Teledyne Industries, Inc. | Variable geometry turbine inlet nozzle |
| GB2081392B (en) * | 1980-08-06 | 1983-09-21 | Rolls Royce | Turbomachine seal |
| US4487016A (en) * | 1980-10-01 | 1984-12-11 | United Technologies Corporation | Modulated clearance control for an axial flow rotary machine |
| US4416111A (en) * | 1981-02-25 | 1983-11-22 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Air modulation apparatus |
| US4397471A (en) * | 1981-09-02 | 1983-08-09 | General Electric Company | Rotary pressure seal structure and method for reducing thermal stresses therein |
| US4435123A (en) * | 1982-04-19 | 1984-03-06 | United Technologies Corporation | Cooling system for turbines |
| US4462204A (en) * | 1982-07-23 | 1984-07-31 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling airflow modulator |
| US4466239A (en) * | 1983-02-22 | 1984-08-21 | General Electric Company | Gas turbine engine with improved air cooling circuit |
-
1984
- 1984-12-14 US US06/682,042 patent/US4708588A/en not_active Expired - Lifetime
-
1985
- 1985-12-02 DE DE19853542584 patent/DE3542584A1/de not_active Withdrawn
- 1985-12-05 GB GB08529998A patent/GB2168760A/en not_active Withdrawn
- 1985-12-11 JP JP60278862A patent/JPS61145324A/ja active Pending
- 1985-12-13 FR FR8518500A patent/FR2574856A1/fr not_active Withdrawn
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2811833A (en) * | 1953-06-05 | 1957-11-05 | Gen Motors Corp | Turbine cooling |
| FR2280791A1 (fr) * | 1974-07-31 | 1976-02-27 | Snecma | Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine |
| GB2111598A (en) * | 1981-12-15 | 1983-07-06 | Rolls Royce | Cooling air pressure control in a gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS61145324A (ja) | 1986-07-03 |
| GB8529998D0 (en) | 1986-01-15 |
| GB2168760A (en) | 1986-06-25 |
| US4708588A (en) | 1987-11-24 |
| DE3542584A1 (de) | 1986-06-19 |
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