KR101665702B1 - 터빈 엔진용 인듀서와 관련된 방법, 시스템 및/또는 장치 - Google Patents

터빈 엔진용 인듀서와 관련된 방법, 시스템 및/또는 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 프로파일된 스로트(144)를 포함하는 인듀서(140)를 제공한다. 일부 실시예에 있어서, 인듀서(140)는, 프로파일된 스로트(144)의 상류에, 비교적 큰 원형 입구(142)를 갖고 프로파일된 스로트(144)로 좁아지는 원추 형상부와, 프로파일된 스로트(144)의 하류에, 프로파일된 스로트(144)로부터 넓어지는 하류 섹션을 포함한다. 프로파일된 스로트(144)는 대략 수렴-발산하는 노즐 형상부를 포함할 수도 있다.

Description

터빈 엔진용 인듀서와 관련된 방법, 시스템 및/또는 장치{METHODS, SYSTEMS AND/OR APPARATUS RELATING TO INDUCERS FOR TURBINE ENGINES}
본 발명은 일반적으로 터빈 엔진의 효율 및/또는 작동을 향상시키기 위한 방법, 시스템 및/또는 장치에 관한 것이며, 여기서 터빈 엔진은, 본 명세서에 사용되는 바와 같이 또한 다른 특정 기재가 없으면, 가스 터빈 엔진, 항공기 엔진, 증기 터빈 엔진 등을 포함하는 모든 타입의 터빈 또는 로터리 엔진을 포함하는 것이다. 특히, 제한을 위한 것은 아니지만, 본 발명은 터빈 엔진의 인듀서(inducer) 디자인의 개량과 관련된 방법, 시스템 및/또는 장치에 관한 것이다.
전형적으로, 가스 터빈 엔진은 터빈 블레이드와 같은 터빈 로터 구성요소에 냉각 공기를 제공하여 이러한 구성요소가 받는 온도를 제한하는 냉각 시스템을 포함한다. 종래의 냉각 시스템은 통상 터빈 구성요소를 냉각하는데 사용되는 공기를 엔진의 압축기로부터 얻고, 그 후에 공기는 전환되어 계속해서 축방향 통로를 통해 엔진의 터빈 섹션으로 지향된다. 반경방향-축방향 인듀서로서 통상 공지된 디바이 스는 이러한 축방향 통로의 출구 단부에 위치되는 것이 일반적이다. 일반적으로, 인듀서는 가스 터빈 엔진에서 공기의 축방향 유동을 가속하고 재지향시키는데 사용된다. 주로, 인듀서는 압축기로부터 추출된 공기의 축방향 유동을 재지향시켜서 이러한 유동이 로터 회전방향에 접선방향 및 로터 회전방향과 동일한 방향으로 되도록 하는데 사용되며, 이것이 이들 구성요소가 종종 반경방향-축방향 인듀서로 지칭되는 이유이다. 이러한 방식으로 공기의 유동을 재지향시킴으로써, 공기의 유동이 회전하는 로터에 있어서의 회전하는 구멍을 보다 효율적으로 통과하도록 한다. 이러한 방법으로, 냉각 공기는 하류로 이동하여 예컨대 중공 에어포일(hollow airfoil)에 형성된 냉각 채널(cooling channel)에 공급될 수 있다. 또한, 인듀서는 냉각 공기의 압력을 감소시켜 유동의 상대 온도를 낮춘다. 물론, 온도의 저하에 의해, 압축 공기의 유동이 하류 구성요소를 보다 효과적으로 냉각할 수 있다.
종래의 인듀서는, 일반적으로 상류 단부에서의 큰 원형 개구부로부터 좁아지는 원추 형상부를 가지므로, 종종 "트럼펫(trumpet)" 외관을 갖는 것으로 설명된다. 본 기술분야에 통상의 지식을 가진 자가 알 수 있는 바와 같이, 원추 형상부는 인듀서의 가장 좁은 단면을 나타내는 스로트(throat)로 좁아진다. 인듀서는, 스로트로부터, 후연부(trailing edge)에서 출구로 연장되는 대략 원통형 프로파일을 갖는다. 출구는 일반적으로 효율적인 공기역학적 성능을 위해 미세-튜닝(fine-tuning)된 매우 최적화된 기하학적 형상을 갖는다.
필드(field) 상태 또는 다른 변수 때문에 보다 양호한 성능이 얻어질 수 있도록 스로트가 기계가공, 즉 확대 가공되는 것을 필요로 하는 것은 드문 일이 아니다. 예를 들면, 이러한 조정은 냉각 공기의 적절한 공급이 하류로 이송되도록 요구될 수도 있다. 그러나, 스로트로부터 후연부로 연장되는 원통형 영역을 포함하는 종래의 인듀서 디자인은 그러한 개량이 후연부의 최적화된 기하학적 형상의 변형 또는 손상 없이 실질적으로 불가능하게 한다. 결과적으로, 스로트 기하학적 형상의 저렴한 방법을 허용하는 인듀서 디자인의 개량에 대한 요구가 남아있다.
따라서, 본 발명은 프로파일된 스로트(profiled throat)를 포함하는 인듀서를 제공한다. 일부 실시예에 있어서, 인듀서는, 프로파일된 스로트의 상류에, 비교적 큰 원형 입구를 갖고 프로파일된 스로트로 좁아지는 원추 형상부와, 프로파일된 스로트의 하류에, 프로파일된 스로트로부터 넓어지는 하류 섹션을 포함하며, 또한 인듀서는 반경방향-축방향 인듀서, 순수 축방향 인듀서 및 순수 반경방향 인듀서중 하나를 포함한다.
일부 실시예에 있어서, 프로파일된 스로트는 대략 수렴-발산하는 노즐 형상부(convergent-divergent nozzle geometry)를 포함하며, 인듀서는 반경방향-축방향 인듀서이고, 가스 터빈 엔진에 있어서의 냉각 가스의 유동을 지향시키고 가속하도 록 구성된다. 일부 실시예에 있어서, 프로파일된 스로트는 상류 축소부(upstream narrowing), 좁은 중간부(narrow mid-section) 및 하류 확대부(downstream broadening)를 포함한다.
일부 실시예에 있어서, 프로파일된 스로트의 상류 축소부는 하류 단부보다 상류 단부에서 넓은 대략 부드러운 원추 형상부를 포함하며, 프로파일된 스로트의 하류 확대부는 하류 단부보다 상류 단부에서 좁은 대략 부드러운 원추 형상부를 포함하며, 좁은 중간부는 스로트에서 가장 좁은 부분을 포함하고, 상류 축소부와 하류 확대부 사이에 위치하며, 상기 가장 좁은 부분은 최소 단면적을 갖는 부분을 포함한다.
일부 실시예에 있어서, 좁은 중간부는 상류 축소부의 좁아진 부분과 하류 확대부의 넓어지는 부분 사이에 반경방향 내측 크레스트(crest)를 포함한다. 일부 실시예에 있어서, 프로파일된 스로트는 본질적으로 소정의 최소 유동 레벨을 제공하도록 구성된다. 일부 실시예에 있어서, 상기 소정의 최소 유동 레벨은 작동 기준을 만족하는데 필요한 최소 유동 레벨을 포함한다.
일부 실시예에 있어서, 인듀서의 하류 섹션은 소정의 최대 유동 레벨을 수용하도록 구성된다. 일부 실시예에 있어서, 상기 소정의 최대 유동 레벨은 작동 기준을 만족하는데 필요한 최대 유동 레벨을 포함한다.
본 발명의 이들 및 다른 목적은 도면을 참조하여 기재된 바람직한 실시예의 하기의 상세한 설명 및 첨부된 특허청구범위를 고찰함으로써 자명해질 것이다.
본 발명의 이들 및 다른 목적과 장점은 첨부 도면을 참조하여 기재된 본 발명의 예시적인 실시예의 하기의 보다 상세한 설명을 고찰함으로써 보다 완전하게 이해되고 자명해질 것이다.
이하, 도면을 참조하면, 도 1은 가스 터빈 엔진(100)의 섹션의 개략도를 도시한다. 일반적으로, 가스 터빈 엔진은 압축 공기의 스트림내의 연료의 연소에 의해 생성된 고온 가스의 가압 유동으로부터 에너지를 추출함으로써 작동한다. 가스 터빈 엔진은 일반적으로 공통 샤프트 또는 로터에 의해 하류 터빈 섹션 또는 터빈에 기계적으로 커플링된 축류 압축기와, 압축기와 터빈 사이에 배치된 연소기로 구성된다. 하기의 본 발명은 가스 터빈 엔진, 증기 터빈 엔진, 항공기 엔진 등을 포함하는 모든 타입의 터빈 엔진에 사용될 수 있다는 것에 주목하라. 이하, 본 발명은 가스 터빈 엔진과 관련하여 설명된다. 이러한 설명은 단지 예시적인 것일 뿐, 어떠한 방식으로도 제한하려는 의도가 아니다.
압축기는 일반적으로 축방향으로 적층된 복수의 스테이지를 포함한다. 각 스테이지는 압축기 로터 블레이드의 열 및 압축기 스테이터 블레이드의 열을 포함할 수 있다. 압축기 스테이터 블레이드는 일반적으로 서로 원주방향으로 이격되어 있고 회전축에 대하여 고정되어 있다. 압축기 로터 블레이드는 원주방향으로 이격되어 샤프트에 부착되어 있고, 샤프트가 작동 동안에 회전하면 압축기 로터 블레이드는 샤프트를 중심으로 회전한다. 본 기술분야에 통상의 지식을 가진 자가 알 수 있는 바와 같이, 압축기 로터 블레이드는 샤프트를 중심으로 회전될 때 압축기를 통과한 공기 또는 작동 유체에 운동 에너지를 부여하도록 구성된다.
또한, 가스 터빈 엔진의 터빈은 복수의 스테이지를 포함할 수도 있다. 각 스테이지는 작동 동안에 샤프트를 중심으로 회전하는 복수의 터빈 버킷(turbine bucket) 또는 터빈 로터 블레이드와, 작동 동안에 고정 상태로 있는 복수의 노즐 또는 터빈 스테이터 블레이드를 포함한다. 터빈 스테이터 블레이드는 일반적으로 서로 원주방향으로 이격되어 있고 회전축에 대하여 고정되어 있다. 압축기 로터 블레이드는 샤프트를 중심으로 회전하도록 터빈 휠상에 장착될 수 있다. 터빈 스테이터 블레이드 및 터빈 로터 블레이드가 터빈의 고온 가스 경로에 위치한다는 것은 이해될 것이다.
사용시에, 축류 압축기내의 압축기 로터 블레이드의 회전에 의해 공기의 유동이 압축된다. 연소기에서는, 압축 공기가 연료와 혼합되어 점화될 때 에너지가 추출될 수 있다. 다음에, 연소기로부터 발생된 고온 가스의 유동은 터빈 로터 블레이드상으로 지향되어, 샤프트를 중심으로 한 터빈 로터 블레이드의 회전을 유도하여서, 회전 블레이드의 기계적 에너지, 및 로터 블레이드와 샤프트 사이의 연결로 인한 회전 샤프트의 기계적 에너지로 가스의 고온 유동의 에너지를 변환할 수 있다. 다음에, 샤프트의 기계적 에너지는 압축기 로터 블레이드를 회전 구동하여 필요한 압축 공기의 공급이 이루어지게 하고 또한 예컨대 발전기를 구동하여 전기를 생성한다.
전형적으로, 가스 터빈 엔진은 터빈 블레이드와 같은 터빈 로터 구성요소에 압축된 냉각 공기를 제공하여 이러한 구성요소가 받는 온도를 제한하는 냉각 시스 템을 포함한다. 냉각 시스템은 일반적으로 터빈 구성요소를 냉각하는데 사용되는 공기를 압축기로부터 얻는다. 보다 상세하게 후술되는 바와 같이, 압축기로부터의 냉각 공기는 전환되어 계속해서 축방향 통로를 통해 엔진의 터빈 섹션으로 지향된다.
본 기술분야에 통상의 지식을 가진 자가 알 수 있는 바와 같이, 도 1은 압축기의 하류 단부 및 터빈의 상류 단부의 대략 축방향 위치의 반경방향 내측에 있는 가스 터빈 엔진(100)의 섹션을 도시한다. 도시된 바와 같이, 인듀서(102)는 상류 개구부에서 압축 공기를 모아서 로터/스테이터 캐비티(104)로의 통로를 제공하는 좁아지는 기하학적 형상부를 통해 유동을 가속하도록 구성된다. 일반적으로, 인듀서는 공기의 유동을 가속하고 지향시키는데 사용되는 디바이스이다. 인듀서(102)는, 도시된 바와 같이, 반경방향-축방향 인듀서이다. 전술한 바와 같이, 본 발명은 예컨대 순수 축방향 인듀서, 순수 반경방향 인듀서 및 다른 유사한 기능의 구성요소를 포함하는 다른 타입의 인듀서에 사용될 수도 있다.
도 1의 인듀서는 압축기로부터 추출된 공기의 축방향 유동을 재지향시켜서 이러한 유동이 로터 회전방향에 접선방향 및 로터 회전방향과 동일한 방향으로 되도록 하는데 사용된다. 이러한 방식으로 공기의 유동을 재지향시킴으로써, 회전 로터(110)에 형성된 복수의 로터 구멍(108)을 보다 효율적으로 통과하도록 한다(음영 화살표로 나타냄). 이러한 방법으로, 압축기로부터의 냉각 공기는 하류로 지향되어, 예컨대 중공 에어포일에 형성된 냉각 채널에 공급될 수 있다. 또한, 본 기술분야에 통상의 지식을 가진 자가 알 수 있는 바와 같이, 반경방향-축방향 인듀 서(102)의 기하학적 형상은 냉각 공기의 압력을 감소시켜 냉각 공기의 상대 온도를 낮추도록 기능한다. 이러한 온도의 저하에 의해, 인듀서(102)로부터의 압축 공기의 유동이 하류 구성요소에 보다 효과적인 냉각제가 되게 한다.
도 2는 종래의 인듀서(120)의 형태를 도시한다. 도시된 바와 같이, 반경방향-축방향 인듀서(120)는 상류 단부에서의 큰 원형 입구(122)로부터 좁아지는 원추 형상부를 포함하는 대략 "트럼펫(trumpet)" 외관을 갖는다. 원추 형상부는 상류 섹션을 통해서 좁아지고 스로트(126)의 상류 단부에 도달한다. 스로트(126)는 가장 좁은 횡단면적을 갖는 인듀서(120)의 섹션을 나타낸다. 종래의 디자인에 따르면, 스로트(126)는 일반적으로 상류 단부로부터 후연부에서의 출구(128)로 연장되는 대략 원통형 연장 섹션을 포함한다. 이러한 스로트(126)를 통해서, 인듀서(120)가 대략 일정한 원형 단면 형상을 유지한다. 또한, 스로트(126)를 통해서, 인듀서(120)가 실질적으로 동일한 단면적을 유지한다.
인듀서(120)의 후연부에서의 출구(128)는 일반적으로 효율적인 공기역학적 성능을 위해 미세-튜닝된 매우 최적화된 기하학적 형상을 갖는다(이러한 최적화된 기하학적 형상이 도 2에 도시되어 있지는 않다는 것을 주목하라). 보다 상세하게 전술한 바와 같이, 종래의 인듀서 디자인에 있어서 스로트(126) 전체에 걸친 협소성 및/또는 대체적인 형상 때문에, 스로트를 확대하거나 또는 그를 통한 유동을 증대시키고자 하는 임의의 조정은 필연적으로 후연부의 최적화된 기하학적 형상을 손상시킨다.
도 3은 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 인듀서 스로트 디자인의 개략도의 단면도를 도시한다. 전술한 바와 같이, 이러한 스로트 디자인은 임의의 타입의 인듀서에 채용될 수도 있다. 도시된 바와 같이, 인듀서(140)는 상류 단부에서의 큰 원형 입구(142)로부터 좁아지는 원추 형상부를 갖는다. 원추 형상부는 상류 섹션을 통해서 좁아지고 프로파일된 스로트 섹션 또는 프로파일된 스로트(144)에 도달한다. 본 발명에 따르면, 프로파일된 스로트(144)는 대체로 ① 상류 축소부(upstream narrowing), ② 좁은 중간부(narrow mid-section) 및 ③ 하류 확대부(downstream broadening)를 제공한다. 이러한 방식으로, 프로파일된 스로트(144)는 대략 "모래시계(hour-glass)형" 또는 병목형 프로파일을 형성한다. 프로파일된 스로트의 축소부 및 확대부는 점진적인 곡선부 또는 부드러운 곡선부 혹은 원추 형상부를 포함한다. 즉, 상류 축소부는 하류 단부보다 상류 단부에서 넓은 원추 형상부를 제공하고, 하류 확대부는 하류 단부보다 상류 단부에서 좁은 원추 형상부를 제공한다. 다시 말하면, 프로파일된 스로트(144)는 수렴-발산(convergent-divergent)하는 노즐 프로파일을 형성한다.
단면도에 도시된 바와 같이, 좁은 중간부는 상류 축소부 및 하류 확대부의 결합부로 형성된 험프(hump)의 반경방향 내측 크레스트(crest)를 포함할 수 있으며, 그에 따라 인듀서(140) 전체에서 가장 좁은 통로, 즉 최소 단면적을 갖는 통로를 형성한다. 해칭 영역은, 본 발명에 따른 프로파일된 스로트(144)와, 스로트가 상류로 연장됨에 따라 출구 근방의 단면적이 일정하게 유지되는 경우의 원통형 섹션 또는 스로트 사이의 대략적인 차이를 나타낸다. 도 3의 단면도에 도시된 바와 같이, 좁은 중간부는 각 측부에서 줄어드는 크레스트, 또는 전술한 바와 같이 수렴 -발산하는 노즐 프로파일인 것으로 나타나 있다. 일부 실시예에 있어서, 좁은 중간부는 대략 일정한 단면적 및 기하학적 형상을 갖는 보다 연장된 축방향 길이를 가질 수도 있다.
바람직한 실시예에 있어서, 좁은 중간부는 원하는 최소 유동 레벨을 제공하도록 크기 설정된다. 즉, 좁은 중간부는, 터빈 엔진의 작동 기준을 만족하는 정도의 최소 유동 레벨을 제공하는데 필요한 것으로 여겨지는 단면적 및 기하학적 형상을 가지며, 최소 유동 레벨은 예컨대 적합한 하류 냉각을 위해 수용가능한 압력 및/또는 온도에서 냉각 공기의 최소한으로 충분한 유동 레벨일 수 있다. 전술한 바와 같이, 인듀서(140)의 하류 섹션[즉, 프로파일된 스로트(144)의 하류 섹션]은 프로파일된 스로트(144)의 좁은 중간부보다 큰 단면적으로 넓어진다. 바람직한 실시예에 있어서, 하류 섹션은 원하는 최대 유동 레벨을 수용하도록 크기 설정된다. 특히, 하류 섹션은 엔진의 작동 기준을 만족하는 정도의 최대 유동 레벨을 수용하는데 필요한 것으로 여겨지는 단면적 및 기하학적 형상을 갖는다.
사용시에, 본 발명에 따른 프로파일된 스로트(144)를 갖는 인듀서는 터빈 엔진내에 장착된 후에, 효율적이고 저렴한 방법으로 조정될 수 있다. 제 위치에 주조되고 인듀서를 규정하는 주변 구조체와 일체형일 수 있는 프로파일된 스로트(144)는 인듀서를 통한 최소 단면적이 확대되도록 기계가공될 수 있다. 예를 들면, 터빈 엔진의 장착 및 작동 동안에, 프로파일된 스로트(144)가 크기 설정되어 제공된 원하는 최소 유동 레벨이 엔진 성능 기준을 충분히 만족하는지 여부가 결정될 수 있다. 충분하지 않아 보다 큰 유동 레벨이 요구되는 것으로 결정된 경우, 프로파일된 스로트(144)의 단면적이 확대되도록 프로파일된 스로트(144)가 기계가공될 수 있다. 프로파일된 스로트의 하류에서의 증가된 단면적 때문에, 프로파일된 스로트(144)는 종래 디자인보다 용이하게 접근가능하고, 후연부 출구의 최적화된 기하학적 형상에 영향을 미치거나, 손상시키거나, 또는 변형시키지 않고 기계가공이 이루어질 수 있다. 프로파일된 스로트(144)가 확대되면, 이제 엔진 성능 기준이 만족되는지를 결정하도록 추가적인 시험이 이루어질 수 있으며, 필요하다면 추가적인 기계가공이 이루어질 수도 있다. 이러한 것은 스로트가 미세-튜닝될 때 및/또는 원하는 엔진 성능 기준이 달성될 때까지 반복 공정이 될 수 있다는 것이 이해될 것이다.
인듀서의 하류 섹션이 원하는 최대 유동 레벨을 수용하도록 크기 설정된 경우, 필요하다면, 이러한 유동 레벨은 전체 프로파일된 스로트(144)를 실질적으로 기계가공하거나 제거함으로써 대략적으로 달성될 수 있다. 이러한 경우에, 스로트 섹션은 종래 디자인의 원통형 섹션과 유사하게 된다. 그에 의해, 하류 섹션의 크기 설정은, 필요하다면 기대하던 최대값이 달성가능하고 인듀서 스로트의 기하학적 형상이 가요성을 가져서, 효율적이고 저렴한 조정 및 필드에서의 미세-튜닝을 허용하는 것을 보장한다. 프로파일된 스로트의 하류에서의 단면적 증가로 인해 접근성이 증대하였으므로, 후연부 출구의 최적화된 기하학적 형상에 영향을 미치거나 손상시키지 않고 기계가공이 이루어질 수 있다. 물론, 본 기술분야에 통상의 지식을 가진 자가 알 수 있는 바와 같이, 수렴-발산하는 스로트 디자인을 갖는 인듀서의 작동은 어떠한 필드 조정도 필요로 하지 않는 종래의 원통형 디자인과 비교할 때 인듀서의 공기역학적 성능에 약간의 부정적인 영향을 미칠 수 있다. 그러나, 이러한 잠재적인 부정적 사항보다는, 후연부 출구의 기하학적 형상을 손상시키지 않고서 가요적이고 효율적인 조정 및 미세-튜닝을 허용하는 인듀서 스로트 디자인에 의해 달성될 수 있는 효율성이 실질적으로 매우 큰 것으로 나타났다. 즉, 본 발명에 따른 프로파일된 스로트와 연관된 임의의 부정적 영향은 종래의 인듀서의 필드 수정(field modification)으로 인해 출구의 기하학적 형상이 받는 손상의 타입에서 생기는 성능 불이익보다 훨씬 작은 것이다. 틀림없이, 최소한, 잠재적인 균형이 바람직한 것인 환경 및 어플리케이션이 있을 것으로 크게 기대된다.
본 발명의 바람직한 실시예의 상기 상세한 설명으로부터, 본 기술분야에 숙련된 자는 개량, 변형 및 수정을 인지할 것이다. 본 기술분야의 기술내에 있는 이러한 개량, 변형 및 수정은 첨부된 특허청구범위에 의해 커버하고자 한다. 또한, 상기 내용은 본 명세서에 기재된 실시예에만 관련된 것이고, 다양한 수정 및 변형이 첨부된 특허청구범위 및 그 등가물에 의해 규정된 바와 같이 본 발명의 사상 및 범위로부터 벗어남이 없이 이루어질 수 있다는 것이 이해되어야 한다.
도 1은 본 발명의 특정 실시예가 사용될 수 있는 예시적인 터빈 엔진의 단면도,
도 2는 원통형 스로트를 갖는 종래의 인듀서 디자인의 도면,
도 3은 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 인듀서 스로트 디자인의 단면도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
100 : 가스 터빈 엔진 140 : 인듀서
142 : 입구 144 : 프로파일된 스로트

Claims (10)

  1. 인듀서(140)에 있어서,
    프로파일된 스로트(144)를 포함하고,
    상기 인듀서는 반경방향-축방향 인듀서이고, 가스 터빈 엔진 내에서의 냉각 가스의 유동을 지향시키고 가속하도록 구성되고,
    상기 인듀서는, 상기 프로파일된 스로트의 상류에, 비교적 큰 원형 입구를 갖고 상기 프로파일된 스로트로 좁아지는 원추 형상부와, 상기 프로파일된 스로트의 하류에, 상기 프로파일된 스로트로부터 넓어지는 하류 섹션을 포함하는
    인듀서.
  2. 삭제
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 프로파일된 스로트(144)는 수렴-발산하는 노즐 형상부를 포함하며,
    인듀서.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 프로파일된 스로트(144)는 상류 축소부, 좁은 중간부 및 하류 확대부를 포함하는
    인듀서.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 프로파일된 스로트(144)의 상기 상류 축소부는 하류 단부보다 상류 단부에서 더 넓은 대체로 원활한 원추 형상부를 포함하며,
    상기 프로파일된 스로트(144)의 상기 하류 확대부는 하류 단부보다 상류 단부에서 더 좁은 대체로 원활한 원추 형상부를 포함하며,
    상기 좁은 중간부는 상기 스로트에서 가장 좁은 부분을 포함하고, 상기 상류 축소부와 하류 확대부 사이에 위치하며, 상기 가장 좁은 부분은 최소 단면적을 갖는 부분을 포함하는
    인듀서.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 좁은 중간부는 상기 상류 축소부의 좁아지는 부분과 상기 하류 확대부의 넓어지는 부분 사이에 반경방향 내측 크레스트(crest)를 포함하는
    인듀서.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 프로파일된 스로트(144)는 본질적으로 소정의 최소 유동 레벨을 제공하도록 구성된
    인듀서.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 소정의 최소 유동 레벨은 작동 기준을 충족시키는데 필요하다고 여겨지는 최소 유동 레벨을 포함하는
    인듀서.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 인듀서(140)의 하류 섹션은 소정의 최대 유동 레벨을 수용하도록 구성된
    인듀서.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 소정의 최대 유동 레벨은 작동 기준을 충족시키는데 필요하다고 여겨지는 최대 유동 레벨을 포함하는
    인듀서.
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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090072545A1 (en) * 1980-06-05 2009-03-19 Van Michaels Christopher Process of processes for radical solution of the air pollution and the global warming, based on the discovery of the bezentropic thermomechanics and eco fuels through bezentropic electricity
US20140328666A1 (en) * 2008-06-24 2014-11-06 Diana Michaels Christopher Bezentropic Bladeless Turbine
US8926267B2 (en) 2011-04-12 2015-01-06 Siemens Energy, Inc. Ambient air cooling arrangement having a pre-swirler for gas turbine engine blade cooling
US9057275B2 (en) 2012-06-04 2015-06-16 Geneal Electric Company Nozzle diaphragm inducer
FR3009022B1 (fr) * 2013-07-23 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Moyeu de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef comprenant des portes a geometrie profilee
WO2015160403A2 (en) 2014-01-20 2015-10-22 United Technologies Corporation Additive manufactured non-round, septum tied, conformal high pressure tubing
JP6174655B2 (ja) 2014-10-21 2017-08-02 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ ガスタービンエンジン用のダクテッド熱交換器システム、およびガスタービンエンジン用の熱交換器の製造方法
CN105525992B (zh) 2014-10-21 2020-04-14 联合工艺公司 具有增材制造整流罩的增材制造管道式换热器***
US10352245B2 (en) 2015-10-05 2019-07-16 General Electric Company Windage shield system and method of suppressing resonant acoustic noise
US10113486B2 (en) 2015-10-06 2018-10-30 General Electric Company Method and system for modulated turbine cooling
RU2659694C2 (ru) * 2016-12-28 2018-07-03 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Силовая свободная турбина
US10697372B2 (en) 2017-04-05 2020-06-30 General Electric Company Turbine engine conduit interface
CN108194147A (zh) * 2018-01-12 2018-06-22 南京航空航天大学 一种用于径向预旋***带方位角的喷嘴结构

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002349287A (ja) * 2001-05-21 2002-12-04 General Electric Co <Ge> タービン冷却回路
US20040247429A1 (en) 2001-11-08 2004-12-09 Jean-Baptiste Arilla Gas turbine stator

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4638628A (en) * 1978-10-26 1987-01-27 Rice Ivan G Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine
US4684323A (en) * 1985-12-23 1987-08-04 United Technologies Corporation Film cooling passages with curved corners
US4730978A (en) * 1986-10-28 1988-03-15 United Technologies Corporation Cooling air manifold for a gas turbine engine
US4838759A (en) * 1987-04-10 1989-06-13 Rockwell International Corporation Cavitation-resistant inducer
GB2259328B (en) * 1991-09-03 1995-07-19 Gen Electric Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter
US5236301A (en) * 1991-12-23 1993-08-17 Allied-Signal Inc. Centrifugal compressor
CA2151773C (en) * 1995-06-14 2000-03-28 Vernon Casper Badry Air inductor device for controlled fresh air intake in an air heating system
US6361277B1 (en) * 2000-01-24 2002-03-26 General Electric Company Methods and apparatus for directing airflow to a compressor bore
RU2196233C1 (ru) * 2001-06-21 2003-01-10 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя
US7097414B2 (en) * 2003-12-16 2006-08-29 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Inducer tip vortex suppressor
US7568882B2 (en) * 2007-01-12 2009-08-04 General Electric Company Impingement cooled bucket shroud, turbine rotor incorporating the same, and cooling method
DE102007012320A1 (de) * 2007-03-09 2008-09-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbinenschaufel mit im Schaufelfuß ausgebildeter Mikroturbinendüse

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002349287A (ja) * 2001-05-21 2002-12-04 General Electric Co <Ge> タービン冷却回路
US20040247429A1 (en) 2001-11-08 2004-12-09 Jean-Baptiste Arilla Gas turbine stator

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