FR2870293A1 - Procedes et dispositifs pour assembler des turbomoteurs - Google Patents
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Abstract
Ensemble de rotor pour turbomoteur, comprenant un compresseur, l'ensemble de rotor comprenant un rotor (20) monté en communication d'écoulement axial en aval du compresseur ; et un système de dérivation (110) couplé en communication d'écoulement avec le compresseur pour canaliser autour du rotor une partie du flux refoulé par le compresseur.
Description
PROCEDES ET DISPOSITIFS POUR ASSEMBLER DES TURBOMOTEURS
L'invention concerne d'une façon générale les turbomoteurs et, plus particulièrement, des procédés et des dispositifs pour assembler des turbomoteurs.
Au moins certains turbomoteurs selon la technique antérieure, utilisés avec des aéronefs, comprennent un ensemble haute pression ayant, disposés successivement en série, un compresseur qui comprime un courant d'air pénétrant dans l'ensemble haute pression, une chambre de combustion qui brûle un mélange de carburant et d'air, et des ensembles rotatifs basse et haute pression qui comportent chacun une pluralité d'aubes de rotor qui extraient de l'énergie de rotation du courant d'air sortant de la chambre de combustion pour créer une poussée à partir du moteur. De plus, dans au moins certains turbomoteurs selon la technique antérieure, une partie du travail produit par les ensembles rotatifs est transmise à un boîtier d'entraînement des accessoires du turbomoteur par l'intermédiaire d'un arbre, le travail disponible pouvant alors servir à entraîner des équipements électriques utilisés à bord de l'aéronef.
A mesure que la demande en énergie pour accessoires d'aéronef a augmenté, il a également fallu de plus en plus faire fonctionner les turbomoteurs à des vitesses de ralenti qui peuvent être supérieures à celles d'autres moteurs non soumis à une augmentation de la demande d'énergie. Plus particulièrement, l'augmentation de la vitesse de ralenti permet de satisfaire les besoins croissants en énergie sans que cela se fasse au préjudice des marges de pompage des compresseurs. Cependant, l'augmentation des vitesses de ralenti peut également créer pour le turbomoteur des niveaux de poussée supérieurs à ce qui est souhaitable pour un fonctionnement correct au ralenti en vol et/ou pendant des manoeuvres au ralenti au sol. Avec le temps, un fonctionnement continu avec de plus grands niveaux de poussée pendant ces fonctionnements en régime de ralenti risque d'accroître les coûts d'entretien et une consommation accrue de carburant risque aussi d'accroître les coûts de fonctionnement des aéronefs.
Selon un premier aspect, il est proposé un procédé pour assembler un turbomoteur comprenant un compresseur et un ensemble de rotor couplé en communication d'écoulement axial en aval du compresseur. Le procédé comprend le couplage d'un système de dérivation en communication d'écoulement avec le compresseur pour canaliser une partie du flux refoulé depuis le compresseur vers l'ensemble de rotor, la canalisation s'effectuant par l'intermédiaire du système de dérivation, et le couplage d'une extrémité aval du système de dérivation dans le turbomoteur de façon que le flux entrant dans le système de dérivation dépasse l'ensemble de rotor et soit refoulé en aval de l'ensemble de rotor.
Selon un autre aspect, il est proposé un ensemble de rotor pour turbomoteur comprenant un compresseur. L'ensemble de rotor comprend un rotor couplé en communication d'écoulement axial en aval de la chambre de combustion, et un système de dérivation couplé en communication d'écoulement avec le compresseur pour canaliser autour dudit rotor une partie du flux refoulé depuis ledit compresseur.
Ledit ensemble de rotor peut comprendre en outre une entrée et une sortie, ledit système de dérivation comporte au moins un conduit couplé à ladite entrée de l'ensemble de rotor.
Ledit ensemble de rotor peut comprendre en outre une entrée et une sortie, ledit système de dérivation comporte au moins un conduit couplé à ladite sortie de 15 l'ensemble de rotor.
Ledit système de dérivation peut comporter un dispositif de régulation d'écoulement pour réguler de manière sélective une quantité de fluide canalisée via ledit système de dérivation.
Ledit système de dérivation peut canaliser une partie du flux issu dudit 20 compresseur autour dudit rotor uniquement pendant des périodes préalablement choisies de fonctionnement du turbomoteur.
Ledit ensemble de rotor peut comprendre en outre une entrée et une sortie, ledit système de dérivation comporte une chambre couplée à ladite entrée de l'ensemble de rotor et une pluralité de conduits couplés à ladite chambre.
Selon encore un autre aspect, il est proposé un turbomoteur. Le turbomoteur comprend un compresseur, un rotor et un système de dérivation. Le rotor est couplé en aval du compresseur et en communication d'écoulement axial avec le compresseur. Le système de dérivation est couplé en communication d'écoulement avec le compresseur pour canaliser autour du rotor, pendant le fonctionnement du turbomoteur, une partie du flux refoulé par le compresseur.
Ledit système de dérivation peut canaliser le flux autour dudit rotor uniquement pendant des fonctionnements préalablement choisis du turbomoteur.
En outre, il peut être prévu un deuxième ensemble de rotor monté entre ledit compresseur et ledit premier ensemble de rotor, ledit système de dérivation étant couplé audit compresseur entre lesdits premier et deuxième ensembles de rotors.
Ledit système de dérivation peut comporter un dispositif de régulation d'écoulement pour commander de manière sélective une quantité de fluide canalisée via ledit système de dérivation.
L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés, sur lesquels: la Fig. 1 est une illustration schématique d'un exemple de turbomoteur; la Fig. 2 est une vue schématique agrandie en coupe transversale d'une partie du turbomoteur représenté sur la Fig. 1; et la Fig. 3 est une vue en perspective d'une partie du turbomoteur représenté sur la Fig. 2.
La Fig. 1 est une illustration schématique d'un turbomoteur 10 comprenant un ensemble de soufflante 12, un accélérateur 22, un compresseur haute pression 14 et une chambre de combustion 16. Le turbomoteur 10 comprend également une turbine haute pression 18 et une turbine basse pression 20. L'ensemble de soufflante 12 comporte une série d'aubes 24 de soufflante s'étendant radialement vers l'extérieur depuis un disque formant rotor 26. Le turbomoteur 10 a un côté admission 28 et un côté échappement 30. L'ensemble de soufflante 12 et la turbine 20 sont couplés par un premier arbre 31 de rotor, et le compresseur 14 et la turbine 18 sont couplés par un deuxième arbre de rotor. Dans l'exemple de forme de réalisation, la turbine haute pression 18 est également couplée à un arbre (non représenté) qui produit une force d'entraînement en rotation afin d'entraîner une machine entraînée, par exemple, mais d'une manière nullement limitative, une boîte de vitesses, une transmission, un générateur, une soufflante ou une pompe.
Pendant le fonctionnement, de l'air passe dans l'ensemble de soufflante 12, et l'air comprimé est envoyé dans le compresseur haute pression 14. L'air fortement comprimé est fourni à la chambre de combustion 16. Le courant d'air (non illustré sur la Fig. 1) issu de la chambre de combustion 16 entraîne les turbines 18 et 20, et la turbine 20 entraîne l'ensemble de soufflante 12 par l'intermédiaire de l'arbre 31. De plus, le boîtier d'entraînement des accessoires est lui aussi entraîné par la turbine 18.
La Fig. 2 est une vue schématique agrandie en coupe transversale d'une partie du turbomoteur 10. La Fig. 3 est une vue en perspective de la partie du turbomoteur 2 représentée sur la Fig. 2. La turbine haute pression 18 comporte une pluralité d'étages 50, et chaque étage comporte une rangée d'aubes 52 de rotor et une rangée d'aubages fixes (non représentés).
Un cadre porteur annulaire 58 de turbine s'étend en aval de la turbine 18. Le cadre 58 comporte un élément de structure ou enveloppe 60 radialement extérieur qui s'étend sur tout le pourtour de la turbine 18, et un élément ou moyeu radialement intérieur 62 aligné coaxialement par rapport à l'enveloppe 60 autour d'un axe de rotation du turbomoteur 10. Le moyeu 62 est situé radialement vers l'intérieur par rapport à l'enveloppe 60 et une pluralité de supports creux 66, espacés les uns des autres dans la direction circonférentielle, s'étendent radialement entre l'enveloppe 60 et le moyeu 62.
Un conduit de transition 80 s'étend en aval du cadre 58 de turbine. En particulier, le conduit de transition 80 comporte une pluralité de panneaux 82 couplés les uns aux autres dans la direction circonférentielle de façon qu'un passage d'écoulement 84 soit ménagé à travers le conduit de transition 80 entre la turbine haute pression 18 et la turbine basse pression 20. Ainsi, les panneaux 82 s'étendent globalement axialement entre une extrémité amont 86 du conduit de transition 80 et une extrémité aval 88 du conduit 80.
La turbine basse pression 18 comporte une pluralité d'étages 90, et chaque étage comporte une rangée d'aubes 92 de rotor à espacement circonférentiel et une rangée d'aubages fixes 94 à espacement circonférentiel. Dans l'exemple de forme de réalisation, la turbine 20 est couplée en communication d'écoulement axial avec la turbine 18 et est alignée de manière sensiblement concentrique par rapport à la turbine 18. Une enveloppe s'étend dans la direction circonférentielle autour de la turbine 20. Plus particulièrement, l'enveloppe 96 s'étend en aval du conduit de transition 80 jusqu'à un cadre arrière 100 de turbine. Le cadre arrière 100 de turbine est annulaire et s'étend entre l'enveloppe 96 et une tuyère d'échappement primaire 102.
Un système de dérivation 110 est couplé en communication d'écoulement avec le compresseur 14, et en aval du compresseur 14, de façon qu'une partie du flux refoulé par le compresseur 14 soit canalisée via le système de dérivation 110, comme décrit plus en détail par la suite. Dans l'exemple de forme de réalisation, le système de dérivation 110 est monté entre les turbines haute et basse pression, respectivement 18 et 20 et, plus particulièrement, entre une paire de supports 66 adjacents dans la direction circonférentielle à l'intérieur du conduit de transition 80. Dans une autre forme de réalisation possible, le système de dérivation 110 est monté en aval des supports 66. Dans encore une autre forme de réalisation possible, le système de dérivation 110 est monté en amont des supports 66. Selon une autre possibilité, le système de dérivation 110 peut être monté en n'importe quel point, en aval du compresseur 14, permettant au système de dérivation 110 de fonctionner globalement de la manière décrite ici.
Dans l'exemple de forme de réalisation, le système de dérivation 110 comporte une pluralité de conduits de dérivation 120 à espacement circonférentiel s'étendant chacun depuis une entrée 122 jusqu'à une sortie de refoulement 124. Dans une autre forme de réalisation possible, le système de dérivation 110 ne comporte qu'un seul conduit de dérivation 120. Dans encore une autre forme de réalisation possible, le système de dérivation 110 comporte au moins une chambre de forme 1 o arquée qui s'étend entre les conduits 120 et le conduit de transition 80 de façon qu'une partie du flux refoulé par le compresseur 14 soit canalisée via la chambre avant d'être acheminée via les conduits 120. Ainsi, dans une telle forme de réalisation, la chambre couple en communication d'écoulement l'un avec l'autre au moins deux conduits adjacents 120.
Dans l'exemple de forme de réalisation, chaque entrée 122 de conduit de dérivation s'étend à travers une ouverture 126 ménagée dans le conduit de transition 80 le long d'une limite radialement extérieure du passage d'écoulement 84. Chaque sortie de refoulement 124 est couplée au turbomoteur 10 en aval de la turbine 20 et, plus particulièrement, à une tuyère d'échappement primaire 102, de façon que le flux refoulé depuis les conduits de dérivation 120 soit dirigé vers le passage d'écoulement des gaz de la turbine 20. Dans une autre forme de réalisation possible, le flux refoulé depuis les conduits de dérivation 120 est canalisé via au moins une cavité (non représentée) définie à l'intérieur du turbomoteur en arrière du cadre arrière 100 de turbine. Dans encore une autre forme de réalisation possible, le flux refoulé depuis les conduits de dérivation 120 est canalisé vers un conduit de dérivation primaire (non représenté) de courant s'étendant en aval de l'ensemble de soufflante 12 (représenté sur la Fig. 1). Dans encore une autre forme de réalisation possible, le flux est refoulé dans l'atmosphère environnante depuis les conduits de dérivation 120. Selon une autre possibilité, le flux peut être refoulé depuis le système de dérivation 110 en n'importe quel point en aval de la turbine spécifique évitée, c'est-à-dire la turbine 20, ce qui permet au système de dérivation 110 de fonctionner globalement de la manière décrite ici.
Dans l'exemple de forme de réalisation, chaque conduit de dérivation 120 comporte un dispositif de régulation d'écoulement 140 logé dans celui-ci. Plus 35 particulièrement, dans l'exemple de forme de réalisation, chaque dispositif de régulation d'écoulement 140 est une vanne papillon montée de manière à pouvoir tourner dans chaque conduit 120. Dans une autre forme de réalisation possible, chaque dispositif de régulation d'écoulement 140 est un clapet à battant commandé par un actionneur. Dans encore une autre forme de réalisation possible, chaque dispositif de régulation d'écoulement 140 est une soupape à champignon poussée en position fermée. Selon une autre possibilité, le dispositif de régulation d'écoulement 140 est n'importe quel type de mécanisme de régulation d'écoulement permettant au dispositif de régulation d'écoulement 140 de fonctionner de la manière décrite ici.
Dans chaque forme de réalisation, le dispositif de régulation d'écoulement 140 résiste à de fortes températures de fonctionnement et peut être placé de manière sélective entre une position ouverte et une position fermée pour réguler une quantité de flux pénétrant dans le système de dérivation 110. En particulier, dans la position fermée, le dispositif de régulation d'écoulement 140 ferme de manière sensiblement hermétique l'entrée 122 du conduit de dérivation afin que le flux de dérivation ne puisse pas entrer dans le conduit 120 du système. En revanche, lorsque le dispositif de régulation d'écoulement 140 est ouvert, une partie du flux refoulé par le compresseur 14, ou, dans l'exemple de forme de réalisation, la turbine 18, est canalisée jusque dans le système de dérivation 110 et acheminée autour de la turbine 20. Dans une forme de réalisation, lorsque chaque dispositif de régulation 140 est ouvert, environ 10% du flux refoulé depuis la turbine 18 est canalisé autour de la turbine 20 via le système de dérivation 110 pendant des périodes préalablement choisies de fonctionnement du turbomoteur.
Dans l'exemple de forme de réalisation, le dispositif de régulation d'écoulement 140 est couplé électriquement à un système de commande de turbomoteur qui commande automatiquement la position du dispositif de régulation d'écoulement 140. Dans une forme de réalisation, le système de commande du turbomoteur est un système de régulation électronique numérique à pleine autorité (FADEC) commercialisé par Lockheed Martin Control Systems, Johnson City, New York. Le système de commande du moteur modifie la position des dispositifs de régulation d'écoulement 140 pour commander le fonctionnement du système de dérivation 110.
Pour faciliter le refroidissement du dispositif de régulation d'écoulement 140, le système de dérivation 110 est également couplé en communication d'écoulement avec une source de refroidissement. En particulier dans l'exemple de forme de réalisation, chaque conduit 120 comporte une pluralité d'ouvertures de refroidissement 160 qui permettent à un fluide de refroidissement d'être acheminé jusque dans chaque conduit 120 afin de réduire plus facilement la température de fonctionnement de chaque dispositif de régulation d'écoulement 140. Plus particulièrement, dans l'exemple de forme de réalisation, les ouvertures 160 permettent à un flux de purge continue de fluide de refroidissement d'être canalisé jusque dans les conduits 120. Par exemple, dans une première forme de réalisation, l'air refoulé par le compresseur est canalisé par les ouvertures 160. Dans une autre forme de réalisation, l'air du compresseur entre des étages est canalisé via les ouvertures 160.
Pendant le fonctionnement du turbomoteur à des vitesses de ralenti, et plus particulièrement pendant des régimes normaux de ralenti en vol et des régimes de manoeuvres de ralenti au sol, l'augmentation de la demande en énergie peut nécessiter que le turbomoteur 10 fonctionne à une vitesse de ralenti supérieure aux vitesses de ralenti d'autres turbomoteurs selon la technique antérieure. La vitesse de ralenti accrue permet au moteur 10 de répondre à l'augmentation de la demande en énergie tout en conservant des marges de pompage du compresseur. Pendant ces conditions de fonctionnement du moteur, les dispositifs de régulation d'écoulement 140 s'ouvrent de façon qu'une partie du flux refoulé par le compresseur 14 soit canalisée via le système de dérivation 110. Dans l'exemple de forme de réalisation, puisque le flux pénètre dans le système de dérivation 110 en arrière de la turbine 18, l'écoulement dans la turbine haute pression 18 n'est pas interrompu.
Ainsi, pendant le fonctionnement du système de dérivation 110, la turbine 18 peut continuer à fonctionner à une vitesse accrue nécessaire pour répondre aux besoins en énergie, sans qu'une plus grande poussée ne soit produite. Plus particulièrement, comme un flux réduit est canalisé par la turbine 20 pendant le fonctionnement du système de dérivation 110, le système de dérivation 110 facilite la réduction de la poussée produite par le moteur 10 en comparaison de périodes de fonctionnement durant lesquelles la turbine 18 fonctionne au même régime alors que le système de dérivation 110 est au repos. Ainsi, pendant les manoeuvres au ralenti au sol, comme une moindre poussée est produite par le moteur 10 pendant le fonctionnement du système de dérivation 110, l'entretien des systèmes de freinage des aéronefs, par exemple, est facilité en étant réduit, puisqu'il faut moins de freinage pendant ces périodes de fonctionnement du turbomoteur. De plus, pendant que les aéronefs sont en vol, le fonctionnement du système de dérivation 110 facilite une poussée réduite au ralenti en vol pendant des conditions normales. De la sorte, le système de dérivation 110 facilite l'amélioration de la consommation de carburant sur de courtes distances tout en maintenant une marge appropriée de pompage du compresseur pendant les conditions de fonctionnement consommant beaucoup d'énergie.
Le cadre décrit ci-dessus est rentable et très fiable. Le cadre comporte un système de dérivation couplé à un conduit de transition s'étendant entre les turbines haute et basse pression. Le système de dérivation permet qu'une partie du flux refoulé par la turbine haute pression soit canalisée autour de la turbine basse pression pendant des périodes préalablement choisies de fonctionnement du moteur. Comme 1 o une partie du flux est dérivée autour de la turbine basse pression, une moindre poussée est produite par le moteur pendant les périodes préalablement choisies de fonctionnement du moteur. De la sorte, le système de dérivation pallie les limites de fonctionnement des turbomoteurs selon la technique antérieure pendant les opérations consommant beaucoup d'énergie, d'une manière rentable et fiable tout en maintenant la marge de pompage du compresseur.
Des exemples de formes de réalisation de cadres de turbines sont décrits en détail ci-dessus. Les cadres ne se limitent pas aux formes spécifiques de réalisation décrites ici, mais au contraire des éléments de chaque ensemble peuvent être utilisés de manière indépendante et séparément d'autres pièces décrites ici. Par exemple, chaque pièce du système de dérivation peut également être utilisée en combinaison avec d'autres pièces du cadre de turbine. En outre, chaque pièce du système de dérivation peut également être utilisée avec d'autres configurations de turbomoteurs.
LISTE DES REPERES
Turbomoteur 12 Ensemble de soufflante 14 Compresseur haute pression 16 Chambre de combustion 18 Turbine haute pression Turbine basse pression 22 Accélérateur 24 Aubes de soufflante 26 Disque formant rotor 31 Premier arbre de rotor 32 Deuxième arbre de rotor Etages 52 Aubes de rotor 58 Cadre de turbine Enveloppe 62 Moyeu 66 Supports Conduit de transition 82 Panneaux 84 Passage d'écoulement 86 Extrémité amont 88 Î Extrémité aval Etages 92 Aubes de rotor 94 Aubages fixes 96 Enveloppe Cadre arrière de turbine 102 Tuyère d'échappement primaire Système de dérivation Conduits de dérivation 122 Entrée 124 Sortie lo 126 Ouverture Dispositif de régulation d'écoulement Ouvertures de refroidissement
Claims (10)
1. Ensemble de rotor pour turbomoteur (10) comprenant un compresseur (14), ledit ensemble de rotor comprenant: un rotor (20) monté en communication d'écoulement axial en aval du compresseur; et un système de dérivation (110) couplé en communication d'écoulement avec le compresseur pour canaliser autour dudit rotor une partie du flux refoulé par le compresseur.
2. Ensemble de rotor selon la revendication 1, dans lequel ledit ensemble de rotor comprend en outre une entrée et une sortie, ledit système de dérivation (110) comporte au moins un conduit (120) couplé à ladite entrée de l'ensemble de rotor.
3. Ensemble de rotor selon la revendication 1, dans lequel ledit ensemble de rotor comprend en outre une entrée et une sortie, ledit système de dérivation (110) comporte au moins un conduit (120) couplé à ladite sortie de l'ensemble de rotor.
4. Ensemble de rotor selon la revendication 1, dans lequel ledit système de dérivation (110) comporte un dispositif de régulation d'écoulement (140) pour réguler de manière sélective une quantité de fluide canalisée via ledit système de dérivation.
5. Ensemble de rotor selon la revendication 1, dans lequel ledit système de dérivation (110) canalise une partie du flux issu dudit compresseur (14) autour dudit rotor (20) uniquement pendant des périodes préalablement choisies de fonctionnement du turbomoteur.
6. Ensemble de rotor selon la revendication 1, dans lequel ledit ensemble de rotor comprend en outre une entrée et une sortie, ledit système de dérivation (110) comporte une chambre couplée à ladite entrée de l'ensemble de rotor et une pluralité de conduits couplés à ladite chambre.
7. Turbomoteur (10), comprenant: un compresseur (14) ; un rotor (20) monté en aval dudit compresseur et en communication d'écoulement avec ledit compresseur; et un système de dérivation (110) couplé en communication d'écoulement avec ledit compresseur pour canaliser autour dudit rotor, pendant le fonctionnement du turbomoteur, une partie du flux refoulé par ledit compresseur.
8. Turbomoteur (10) selon la revendication 7, dans lequel ledit système de dérivation (110) canalise le flux autour dudit rotor (20) uniquement pendant des fonctionnements préalablement choisis du turbomoteur.
9. Turbomoteur (10) selon la revendication 7, comprenant en outre un deuxième ensemble de rotor (18) monté entre ledit compresseur (14) et ledit premier ensemble de rotor (20), ledit système de dérivation (110) étant couplé audit compresseur entre lesdits premier et deuxième ensembles de rotors.
10. Turbomoteur (10) selon la revendication 7, dans lequel ledit système de dérivation (110) comporte un dispositif de régulation d'écoulement (140) pour 1 o commander de manière sélective une quantité de fluide canalisée via ledit système de dérivation.
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| US8001787B2 (en) * | 2007-02-27 | 2011-08-23 | Siemens Energy, Inc. | Transition support system for combustion transition ducts for turbine engines |
| US8534074B2 (en) * | 2008-05-13 | 2013-09-17 | Rolls-Royce Corporation | Dual clutch arrangement and method |
| US20100005810A1 (en) * | 2008-07-11 | 2010-01-14 | Rob Jarrell | Power transmission among shafts in a turbine engine |
| US8480527B2 (en) * | 2008-08-27 | 2013-07-09 | Rolls-Royce Corporation | Gearing arrangement |
| US8152451B2 (en) * | 2008-11-29 | 2012-04-10 | General Electric Company | Split fairing for a gas turbine engine |
| US8177488B2 (en) * | 2008-11-29 | 2012-05-15 | General Electric Company | Integrated service tube and impingement baffle for a gas turbine engine |
| US8371812B2 (en) * | 2008-11-29 | 2013-02-12 | General Electric Company | Turbine frame assembly and method for a gas turbine engine |
| US8021267B2 (en) * | 2008-12-11 | 2011-09-20 | Rolls-Royce Corporation | Coupling assembly |
| US8075438B2 (en) * | 2008-12-11 | 2011-12-13 | Rolls-Royce Corporation | Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs |
| EP3135920B1 (fr) * | 2008-12-31 | 2018-12-19 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Compresseur à taux de compression variable |
| US8262345B2 (en) * | 2009-02-06 | 2012-09-11 | General Electric Company | Ceramic matrix composite turbine engine |
| FR2988978B1 (fr) * | 2012-03-28 | 2014-06-27 | Safran | Support boitier fadec en materiau composite |
| US9631517B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case |
| US20150345383A1 (en) * | 2013-02-25 | 2015-12-03 | United Technologies Corporation | Gas Turbine Engine Core Utilized in Both Commercial and Military Engines |
| EP3055538B1 (fr) | 2013-10-09 | 2024-02-28 | RTX Corporation | Pièce d'écartement pour bouclier thermique d'entrée de turbine de puissance |
| DE102013224982A1 (de) | 2013-12-05 | 2015-06-11 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbine mit einem Kern-Triebwerksgehäuse mit Kühlluftröhren |
| GB201414071D0 (en) | 2014-08-08 | 2014-09-24 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
| US10578028B2 (en) | 2015-08-18 | 2020-03-03 | General Electric Company | Compressor bleed auxiliary turbine |
| US10711702B2 (en) | 2015-08-18 | 2020-07-14 | General Electric Company | Mixed flow turbocore |
| US10358942B2 (en) | 2016-02-25 | 2019-07-23 | General Electric Company | Core differential bearing with centering spring and squeeze film damper |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3641766A (en) * | 1969-11-26 | 1972-02-15 | Gen Electric | Gas turbine engine constant speed thrust modulation |
| FR2115342A1 (fr) * | 1970-11-27 | 1972-07-07 | Gen Electric | |
| GB2251657A (en) * | 1990-11-09 | 1992-07-15 | Gen Electric | Gas turbine engine and method of operation |
| EP0564135A2 (fr) * | 1992-03-23 | 1993-10-06 | General Electric Company | Système de refroidissement pour une turbine à gaz |
| US6324848B1 (en) * | 2000-09-21 | 2001-12-04 | Caterpillar Inc. | Turbocharger system to inhibit surge in a multi-stage compressor |
| GB2377973A (en) * | 2001-07-25 | 2003-01-29 | Rolls Royce Plc | Gas bleed system for a gas turbine |
Family Cites Families (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2529973A (en) * | 1946-05-29 | 1950-11-14 | Rateau Soc | Arrangement for the starting of two shaft gas turbine propelling means chiefly on board of aircraft |
| US2654216A (en) * | 1949-06-08 | 1953-10-06 | Sulzer Ag | Method and device for regulating the output and pressure conditions of the working medium in gas turbine plants |
| US2703477A (en) * | 1951-03-16 | 1955-03-08 | Rateau Soc | Rotary jet propulsion unit |
| US2858671A (en) * | 1953-01-05 | 1958-11-04 | Phillips Petroleum Co | Pressure ratio control of gas turbine bypass during acceleration of turbojet engine |
| BE537620A (fr) * | 1954-04-27 | |||
| US3070131A (en) * | 1957-12-06 | 1962-12-25 | Gen Motors Corp | By-pass duct for gas turbine engine |
| US3255586A (en) * | 1962-09-12 | 1966-06-14 | Dresser Ind | Gas turbine capable of rapidly accepting or rejecting a load with minimum speed deviation |
| US3472487A (en) * | 1967-10-06 | 1969-10-14 | Avco Corp | Wide speed range gas power converter |
| GB1231668A (fr) * | 1967-12-30 | 1971-05-12 | ||
| US3508403A (en) * | 1968-03-28 | 1970-04-28 | Gen Electric | Turbofan engines |
| DE2149619A1 (de) * | 1971-10-05 | 1973-04-19 | Motoren Turbinen Union | Turbinenstrahltriebwerk fuer senkrechtoder kurzstartende bzw. landende flugzeuge |
| GB1484898A (en) * | 1974-09-11 | 1977-09-08 | Rolls Royce | Ducted fan gas turbine engine |
| US4631914A (en) * | 1985-02-25 | 1986-12-30 | General Electric Company | Gas turbine engine of improved thermal efficiency |
| US4815282A (en) * | 1987-02-24 | 1989-03-28 | Teledyne Industries, Inc. | Turbocharged compund cycle ducted fan engine system |
| US5136837A (en) * | 1990-03-06 | 1992-08-11 | General Electric Company | Aircraft engine starter integrated boundary bleed system |
| US5163286A (en) * | 1991-02-25 | 1992-11-17 | Allied-Signal Inc. | Gas turbine engine with free turbine inlet flow control |
| US5137230A (en) * | 1991-06-04 | 1992-08-11 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine bleed air energy recovery apparatus |
| US5311735A (en) * | 1993-05-10 | 1994-05-17 | General Electric Company | Ramjet bypass duct and preburner configuration |
| US5485717A (en) * | 1994-06-29 | 1996-01-23 | Williams International Corporation | Multi-spool by-pass turbofan engine |
| GB9918092D0 (en) * | 1999-08-03 | 1999-10-06 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine control system |
| GB0002257D0 (en) * | 2000-02-02 | 2000-03-22 | Rolls Royce Plc | Rotary apparatus for a gas turbine engine |
| FR2835019B1 (fr) * | 2002-01-22 | 2004-12-31 | Snecma Moteurs | Diffuseur pour moteur a turbine a gaz terrestre ou aeronautique |
| US6851264B2 (en) * | 2002-10-24 | 2005-02-08 | General Electric Company | Self-aspirating high-area-ratio inter-turbine duct assembly for use in a gas turbine engine |
-
2004
- 2004-05-13 US US10/845,032 patent/US7353647B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-04-27 FR FR0504215A patent/FR2870293A1/fr not_active Withdrawn
- 2005-05-11 GB GB0509619A patent/GB2414046B/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3641766A (en) * | 1969-11-26 | 1972-02-15 | Gen Electric | Gas turbine engine constant speed thrust modulation |
| FR2115342A1 (fr) * | 1970-11-27 | 1972-07-07 | Gen Electric | |
| GB2251657A (en) * | 1990-11-09 | 1992-07-15 | Gen Electric | Gas turbine engine and method of operation |
| EP0564135A2 (fr) * | 1992-03-23 | 1993-10-06 | General Electric Company | Système de refroidissement pour une turbine à gaz |
| US6324848B1 (en) * | 2000-09-21 | 2001-12-04 | Caterpillar Inc. | Turbocharger system to inhibit surge in a multi-stage compressor |
| GB2377973A (en) * | 2001-07-25 | 2003-01-29 | Rolls Royce Plc | Gas bleed system for a gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2414046A (en) | 2005-11-16 |
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| GB2414046B (en) | 2008-10-22 |
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| US20050252194A1 (en) | 2005-11-17 |
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