RU2437000C2 - Турбомашина, содержащая систему охлаждения нижней поверхности крыльчатки центробежного компрессора - Google Patents
Турбомашина, содержащая систему охлаждения нижней поверхности крыльчатки центробежного компрессора Download PDFInfo
- Publication number
- RU2437000C2 RU2437000C2 RU2007127559/06A RU2007127559A RU2437000C2 RU 2437000 C2 RU2437000 C2 RU 2437000C2 RU 2007127559/06 A RU2007127559/06 A RU 2007127559/06A RU 2007127559 A RU2007127559 A RU 2007127559A RU 2437000 C2 RU2437000 C2 RU 2437000C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- impeller
- annular
- compressor
- outlet
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/04—Blade-carrying members, e.g. rotors for radial-flow machines or engines
- F01D5/043—Blade-carrying members, e.g. rotors for radial-flow machines or engines of the axial inlet- radial outlet, or vice versa, type
- F01D5/046—Heating, heat insulation or cooling means
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
-
- 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
- F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
- F04D29/284—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for 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
- F04D29/58—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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Турбомашина содержит узел диффузор-выпрямитель (12), установленный на выходе крыльчатки (18) центробежного компрессора (14) и подающий воздух в кольцевую камеру сгорания (10), и средство (36) подачи воздуха для вентиляции турбины. Узел диффузор-выпрямитель содержит нижний кольцевой фланец (30), соединенный своим нижним концом со средством подачи и ограничивающий вместе с нижней поверхностью (40) крыльчатки кольцевую полость (41) циркуляции воздуха для вентиляции, отобранного на выходе компрессора. На средстве (36) подачи размещено средство отбора части объема (92) воздуха для вентиляции турбины и средство направления отобранного воздуха (83) к радиально внутренней части нижней поверхности крыльчатки. Воздух циркулирует радиально изнутри вовне вдоль нижней поверхности крыльчатки и смешивается с воздухом, отобранным на выходе (26) компрессора для снижения температуры воздуха в кольцевой полости (41). 6 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Настоящее изобретение касается системы охлаждения нижней поверхности крыльчатки центробежного компрессора в турбомашине, в частности такой, как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета.
В турбомашине, последняя ступень компрессора которой центробежного типа, узел диффузор-выпрямитель установлен на выходе центробежной ступени и подает воздух в кольцевую камеру сгорания.
Диффузор содержит нижний кольцевой фланец, который соединен своим нижним концом со средствами подачи воздуха в систему вентиляции турбины, расположенной ниже камеры сгорания. Часть объема воздуха, выходящего из выпрямителя, обходит камеру сгорания изнутри, проходя между радиально внутренней стенкой камеры и фланцем диффузора, для питания этих средств подачи воздуха для вентиляции турбины.
Кольцевая полость ниже крыльчатки центробежной ступени ограничена кольцевым фланцем диффузора и должна вентилироваться посредством отбора воздуха на выходе центробежной ступени, чтобы избежать повышения температуры нижней поверхности крыльчатки, которая могла бы превысить максимальную температуру, допустимую материалом крыльчатки. Воздух, находящийся в полости, приводится в движение крыльчаткой и нагревается посредством вязкого трения.
Чтобы снизить нагрев нижней поверхности крыльчатки, было предложено увеличить объем воздуха, отбираемого на выходе центробежной ступени, чтобы лучше вентилировать нижнюю полость крыльчатки. Однако это привело к увеличению объемов воздуха, не работающих в турбомашине, и ухудшило ее рабочие характеристики.
Также было предложено установить на нижней поверхности крыльчатки кольцевой щит тепловой защиты. Однако закрепление этого щита на крыльчатке является сложным и влечет за собой увеличение массы и инерции вращения крыльчатки, что привело к снижению рабочих характеристик турбомашины.
Чтобы температура крыльчатки не превышала максимального допустимого значения, которое составляет порядка 500°C для крыльчатки, выполненной из титана, приходится отграничивать скорость вращения крыльчатки и, следовательно, снижать степень сжатия воздуха и рабочие характеристики турбомашины.
Технической задачей настоящего изобретения является обеспечение действенного и экономичного решения этих проблем, связанных с вентиляцией нижней полости крыльчатки центробежного компрессора в турбомашине, без снижения рабочих характеристик турбомашины.
Поставленная задача согласно изобретению решена путем создания турбомашины, содержащей узел диффузор-выпрямитель, установленный на выходе крыльчатки центробежного компрессора и снабжающий воздухом кольцевую камеру сгорания, и средство подачи воздуха для вентиляции турбины, при этом диффузор-выпрямитель содержит нижний кольцевой фланец, соединенный своим нижним концом со средствами подачи и ограничивающий вместе с нижней поверхностью крыльчатки кольцевую полость циркуляции воздуха вентиляции, отобранного на выходе компрессора, турбомашина характеризуется тем, что на средстве подачи размещено средство отбора части объема воздуха для вентиляции турбины и средство направления отобранного воздуха к радиально внутренней части нижней поверхности крыльчатки, чтобы воздух циркулировал радиально изнутри вовне вдоль нижней поверхности крыльчатки и смешивался с воздухом, отобранным на выходе компрессора, для снижения температуры воздуха в кольцевой полости.
Воздух для вентиляции, отобранный на уровне средства подачи системы вентиляции турбины, направляется к нижней поверхности крыльчатки и начинает омывать нижнюю поверхность, затем смешивается в нижней полости крыльчатки с воздухом, отобранным на выходе компрессора, что снижает температуру воздуха в этой полости. Охлаждение крыльчатки позволяет получать степень сжатия воздуха, превосходящую степень сжатия предыдущего уровня техники. Кроме того, воздух, охлаждающий нижнюю поверхность крыльчатки, отобран на средстве подачи воздуха в систему вентиляции турбины, что позволяет не снижать объем работающего воздуха и, следовательно, сохранять рабочие характеристики турбомашины.
В варианте реализации изобретения средство отбора выходит в кольцевой проход, образованный вокруг вала компрессора между средством подачи воздуха и кольцевой полостью.
Средство отбора преимущественно содержит лабиринтное уплотнение, которое установлено между валом компрессора и выходом средств подачи и управляет объемом воздуха, входящего в кольцевой проход. Кольцевой проход может также содержать на выходе лабиринтное уплотнение для регулирования объема воздуха, приходящего из кольцевого прохода и входящего в нижнюю полость крыльчатки.
Согласно варианту реализации изобретения средство подачи содержит вход, получающий воздух от узла диффузор-выпрямитель и два аксиально-противоположных выхода, один из которых выходит в систему вентиляции турбины, а другой выходит в кольцевую полость.
Преимущественно, нижняя полость крыльчатки содержит средство сепарации и смешивания объема воздуха, отобранного на средстве подачи воздуха для вентиляции турбины и объема воздуха, отобранного на выходе компрессора. Средство сепарации и смешивания содержит, например, один цилиндрический лист, который проходит вверх от нижней стенки, ограничивающей полость, и заканчивается на некотором расстоянии от нижней поверхности крыльчатки.
Другие подробности, характеристики и преимущества настоящего изобретения поясняются нижеследующим описанием, служащим неограничительным примером, со ссылками на сопровождающие чертежи, со ссылками на приложенные чертежи, на которых:
фиг.1 изображает частичный осевой разрез системы охлаждения согласно изобретению;
фиг.2 - частичный осевой разрез варианта реализации изобретения согласно изобретению.
На фиг.1 показана часть турбомашины, например турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержащую сверху вниз, в направлении движения газа внутри турбомашины, ступень центробежного компрессора 14, кольцевой узел диффузор-выпрямитель 12 и камеру 10 сгорания.
Ступень центробежного компрессора 14 содержит крыльчатку 18, соединенную с частью вала 20, и статор 22, соединенный посредством верхнего кольцевого фланца 23 с внешним картером 24 турбомашины, который расположен вокруг компрессора 14, диффузора 12 и камеры 10 сгорания.
Выход 26 компрессора направлен радиально вовне и находится на одном уровне с входом диффузора 12, выход компрессора 14 отделен от входа диффузора 12 небольшим радиальным зазором. Диффузор 12 имеет изогнутую кольцевую форму и соединен с выпрямителем 27, который открывается радиально снаружи входа камеры 10 сгорания.
Диффузор 12 содержит верхний кольцевой фланец 28 закрепленный на внешнем картере 24 при помощи подходящих средств типа винт-гайка, фланец 23 статора компрессора зажат в осевом направлении между внешним картером 24 и фланцем 28 диффузора.
Диффузор 12 содержит также кольцевой фланец 30, который проходит вниз и внутрь от входа диффузора и который заканчивается на его нижнем конце внутренним кольцевым фланцем 32, закрепленным средствами 34 типа винт-гайка или аналогичными на средстве 36 подачи воздуха в систему вентиляции турбины (не показана), расположенную ниже камеры 10 сгорания.
Фланец 30 диффузора вместе с нижней радиальной поверхностью 40 крыльчатки ограничивает кольцевую полость 41, которая вентилируется воздухом, отобранным на выходе компрессора 14 через упомянутый радиальный зазор.
Камера сгорания 10 содержит внутреннюю круговую стенку 44 и внешнюю круговую стенку 46, расположенные одна внутри другой. Внутренняя стенка 44 соединена своим нижним концом с радиально внешним концом конической обечайки 48, радиально внутренний конец которой содержит внутренний кольцевой фланец 50, закрепленный на упомянутом средстве 36 подачи. Внешняя стенка 46 камеры соединена своим нижним концом с радиально внутренним концом конической обечайки 52, которая содержит на своем радиально внешнем конце внешний кольцевой фланец 54 для закрепления на внешнем картере 24.
Часть воздуха, выходящего из выпрямителя 27, проходит в камеру 10 и смешивается с горючим, поданным инжекторами (не показаны), затем эта смесь сжигается и подается в турбину для приведения во вращение вала 20. Другая часть воздуха из выпрямителя 27 обходит камеру 10 и проходит между радиально внутренней стенкой 44 камеры и фланцем 30 диффузора для питания средств 36 подачи.
В примере на фиг.1 средство 36 подачи содержит две соосные стенки 59, 60 с L-образным сечением, которые расположены одна внутри другой и определяют кольцевой канал, изогнутый под прямым углом. Вход 61 канала направлен вовне, а его выход 62 проходит в направлении оси и открывается на его нижнем конце для подачи воздуха в турбину.
Кольцевой цилиндрический проход 75 образован между средством 36 подачи и валом 20 и проходит от выхода 62 средства 36 подачи до полости 41 ниже крыльчатки. Проход 75 содержит первое лабиринтное уплотнение 76, установленное между валом 20 и выходом 62 средства 36 подачи, и второе лабиринтное уплотнение 83, установленное выше уплотнения 76, между валом 20 и кольцевым листом 84, проходящим вверх и внутрь от средства 36 подачи.
Осевые отверстия 87 для прохода воздуха образованы между средствами 34 фиксации на фланцах 32 и 50 фланца 30 диффузора и обечайкой 48 соответственно и находятся на одном уровне с соответствующими отверстиями, образованными в круговых стенках 59, 60 средства 36 подачи. Отверстия 87 соединяют нижнюю полость 41 крыльчатки с кольцевой камерой 88 удаления воздуха, расположенной ниже средства подачи, ограниченную обечайкой 48 и внешней стенкой 60 средства 36 подачи.
Воздух, выходящий из центробежного компрессора 14, циркулирует в нижней полости 41 крыльчатки снаружи внутрь и нагревается посредством вязкого трения на нижней поверхности 40 крыльчатки.
Согласно изобретению часть воздуха вентиляции турбины отбирается на выходе средства 36 подачи и направляется в проход 75 до полости 41 для охлаждения нижней поверхности 40 крыльчатки и снижения температуры воздуха в полости 41.
Лабиринтные уплотнения 76 и 83 регулируются для определения объема воздуха 92, циркулирующего в проходе 75.
Воздух, который выходит из лабиринтного уплотнения 83, циркулирует вдоль нижней поверхности 40 крыльчатки, радиально изнутри вовне, затем смешивается с воздухом, отобранным на выходе центробежного компрессора 14. Эта воздушная смесь проходит затем в камеру 88 через осевые отверстия 87 фланцев 32, 50 и средства 36 подачи.
Чтобы отделить объем воздуха 92 на выходе средства 36 подачи и объем воздуха, отобранный на выходе центробежного компрессора, и чтобы обеспечить возможность смешивания этих объемов воздуха после прохождения объема воздуха 92 по нижней поверхности 40 крыльчатки, цилиндрический лист 94 установлен в полости 41 и проходит в осевом направлении вверх от средства 36 подачи до места рядом с нижней поверхностью 40 крыльчатки. Лист 94 расположен радиально между кольцевым рядом отверстий 87 для прохода воздуха средства 36 подачи и лабиринтным уплотнением 83. Воздух, который выходит из этого уплотнения, направляется листом 94 на нижнюю поверхность 40 крыльчатки, затем смешивается с воздухом, отобранным на выходе крыльчатки.
Вариант реализации изобретения представлен на фиг.2.
В этом варианте средство 136 подачи имеет двойной выход и содержит кольцевой канал с Т-образным сечением, в котором вторая осевая цилиндрическая выходная часть 196 соединена с его нижним концом и верхним концом первой осевой цилиндрической выходной части 162. Второй выход 196 открывается вверх и расположен радиально между цилиндрическим направляющим листом 194 и листом 184 для установки верхнего герметичного уплотнения 183, и его сечение прохода воздуха, в представленном примере, в точности идентично сечению первого выхода 162 средства 136 подачи.
Средство 198 сепарации потока предусмотрены в кольцевом канале средства 136 подачи для разделения объема воздуха 199, проходящего в кольцевой канал, на два объема воздуха 200, 202, подающихся соответственно в турбину и нижнюю полость крыльчатки 118. Средство 198 содержит кольцевое ребро, которое выполнено в виде выступа на внутренней цилиндрической поверхности средства 136 подачи, и расположено в плоскости, перпендикулярной продольной оси средства 136 подачи, и проходит через их вход 160.
В представленном примере фланец 130 диффузора имеет L-образную форму в осевом сечении и содержит верхнюю часть, которая проходит радиально, ниже и на небольшом расстоянии от нижней поверхности 140 крыльчатки компрессора, и нижнюю цилиндрическую часть, которая заканчивается на нижнем конце кольцевым фланцем 132 для закрепления на средстве 136 подачи. Цилиндрическая часть фланца 130 проходит параллельно листу 194 и ограничивает нижнюю полость 141 крыльчатки, которая сообщается с выходом компрессора через радиальный проход 204 с малым осевым расстоянием, образованным между крыльчаткой 118 и радиальной частью фланца 130.
Воздух, который проходит через радиальный проход 204, снаружи внутрь, проходит в нижнюю полость 141 и смешивается с воздухом, приходящим из второго выхода 196 средства подачи, и проходит снизу вверх вдоль листа 194 для того, чтобы омывать нижнюю поверхность крыльчатки.
Claims (7)
1. Турбомашина, содержащая узел диффузор-выпрямитель, установленный на выходе крыльчатки центробежного компрессора и подающий воздух в кольцевую камеру сгорания, и средство подачи воздуха для вентиляции турбины, этот узел диффузор-выпрямитель содержит нижний кольцевой фланец соединенный своим нижним концом со средством подачи и ограничивающий вместе с нижней поверхностью крыльчатки кольцевую полость циркуляции воздуха для вентиляции, отобранного на выходе компрессора, отличающаяся тем, что на средстве подачи размещено средство отбора части объема воздуха для вентиляции турбины и средство направления отобранного воздуха к радиально внутренней части нижней поверхности крыльчатки, чтобы воздух циркулировал радиально изнутри во вне вдоль нижней поверхности крыльчатки и смешивался с воздухом, отобранным на выходе компрессора для снижения температуры воздуха в кольцевой полости.
2. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что средство отбора выходит в кольцевой проход, образованный вокруг вала компрессора, между средствами подачи воздуха и кольцевой полостью.
3. Турбомашина по п.2, отличающаяся тем, что средство отбора содержит лабиринтное уплотнение, которое установлено между валом компрессора и выходом средства подачи воздуха и которое управляет объемом воздуха, входящего в кольцевой проход (75).
4. Турбомашина по п.2, отличающаяся тем, что кольцевой проход содержит на выходе лабиринтное уплотнение для регулирования объема воздуха, приходящего из кольцевого прохода и входящего в кольцевую полость.
5. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что средство подачи содержит вход, в который поступает воздух от узла диффузор-выпрямитель и два аксиально-противоположных выхода, один из которых выходит в систему вентиляции турбины и другой выходит в кольцевую полость.
6. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что кольцевая полость содержит средство сепарации и смешивания объема воздуха, отобранного на средстве подачи воздуха, для вентиляции турбины и объема воздуха отобранного на выходе компрессора.
7. Турбомашина по п.6, отличающаяся тем, что средство сепарации и смешивания содержит цилиндрический лист, проходящий вверх от нижней стенки, ограничивающей полость, и заканчивается на расстоянии от нижней поверхности (40, 140) крыльчатки.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0606544A FR2904038A1 (fr) | 2006-07-19 | 2006-07-19 | Systeme de refroidissement de la face aval d'un rouet de compresseur centrifuge |
FR0606544 | 2006-07-19 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007127559A RU2007127559A (ru) | 2009-01-27 |
RU2437000C2 true RU2437000C2 (ru) | 2011-12-20 |
Family
ID=37771107
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007127559/06A RU2437000C2 (ru) | 2006-07-19 | 2007-07-18 | Турбомашина, содержащая систему охлаждения нижней поверхности крыльчатки центробежного компрессора |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7841187B2 (ru) |
EP (1) | EP1882815B1 (ru) |
JP (1) | JP4998920B2 (ru) |
CA (1) | CA2594005C (ru) |
DE (1) | DE602007001921D1 (ru) |
FR (1) | FR2904038A1 (ru) |
RU (1) | RU2437000C2 (ru) |
UA (1) | UA93364C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2718397C2 (ru) * | 2015-10-30 | 2020-04-02 | Форд Глобал Текнолоджиз, Ллк | Снижение нагрузки от осевого усилия в турбокомпрессоре |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2927951B1 (fr) * | 2008-02-27 | 2011-08-19 | Snecma | Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine |
EP2249003B1 (en) * | 2008-02-27 | 2016-11-02 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine |
US8087249B2 (en) * | 2008-12-23 | 2012-01-03 | General Electric Company | Turbine cooling air from a centrifugal compressor |
FR2946687B1 (fr) * | 2009-06-10 | 2011-07-01 | Snecma | Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression |
FR2950656B1 (fr) * | 2009-09-25 | 2011-09-23 | Snecma | Ventilation d'une roue de turbine dans une turbomachine |
US9228497B2 (en) * | 2010-12-30 | 2016-01-05 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine with secondary air flow circuit |
WO2014133616A1 (en) * | 2013-03-01 | 2014-09-04 | Rolls-Royce North American Technologies,Inc. | Gas turbine engine impeller system for an intermediate pressure (ip) compressor |
US20150362463A1 (en) | 2013-03-01 | 2015-12-17 | Kyocera Corporation | Sensor |
EP2964960B1 (en) | 2013-03-08 | 2019-06-12 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine centrifugal compressor with seal between two diffuser parts |
GB2510004B (en) * | 2013-08-19 | 2015-10-14 | Rolls Royce Plc | Axial flow machine cooling system |
EP2942483B2 (en) | 2014-04-01 | 2022-09-28 | Raytheon Technologies Corporation | Vented tangential on-board injector for a gas turbine engine |
KR101765583B1 (ko) * | 2014-07-29 | 2017-08-07 | 현대자동차 주식회사 | 공기 압축기의 냉각유닛 |
GB201420966D0 (en) * | 2014-11-26 | 2015-01-07 | Rolls Royce Plc | Compressor cooling |
US10208668B2 (en) * | 2015-09-30 | 2019-02-19 | Rolls-Royce Corporation | Turbine engine advanced cooling system |
US10830144B2 (en) | 2016-09-08 | 2020-11-10 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine compressor impeller cooling air sinks |
WO2019087970A1 (ja) | 2017-11-01 | 2019-05-09 | 株式会社Ihi | 遠心圧縮機 |
WO2019087869A1 (ja) | 2017-11-01 | 2019-05-09 | 株式会社Ihi | 遠心圧縮機 |
WO2019087868A1 (ja) | 2017-11-01 | 2019-05-09 | 株式会社Ihi | 遠心圧縮機 |
CN110318874B (zh) * | 2019-06-24 | 2020-09-25 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种燃气轮机中离心压气机背腔的控涡流路*** |
US11668324B2 (en) * | 2019-08-02 | 2023-06-06 | Hamilton Sundstrand Corporation | Motor and bearing cooling paths and a transfer tube for another cooling channel |
US11525393B2 (en) | 2020-03-19 | 2022-12-13 | Rolls-Royce Corporation | Turbine engine with centrifugal compressor having impeller backplate offtake |
CN113357189B (zh) * | 2021-06-23 | 2022-11-18 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 径向外流叶轮背腔引气结构和燃气涡轮发动机 |
CN113847147B (zh) * | 2021-09-24 | 2023-01-17 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机内部冷却空气的引气除尘结构 |
FR3137409A1 (fr) | 2022-07-04 | 2024-01-05 | Safran Helicopter Engines | Compresseur pour aéronef |
US12012972B2 (en) | 2022-07-25 | 2024-06-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Diffuser and associated compressor section of aircraft engine |
US11773773B1 (en) | 2022-07-26 | 2023-10-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine centrifugal compressor with impeller load and cooling control |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4462204A (en) * | 1982-07-23 | 1984-07-31 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling airflow modulator |
DE3514352A1 (de) * | 1985-04-20 | 1986-10-23 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Gasturbinentriebwerk mit einrichtungen zur abzweigung von verdichterluft zur kuehlung von heissteilen |
DE3627306A1 (de) * | 1986-02-28 | 1987-09-03 | Mtu Muenchen Gmbh | Einrichtung zur belueftung von rotorbauteilen fuer verdichter von gasturbinentriebwerken |
DE3820062A1 (de) * | 1988-06-13 | 1989-12-21 | Klein Schanzlin & Becker Ag | Stroemungsmaschine |
CA2015777C (en) * | 1990-04-30 | 1993-10-12 | Lynn P. Tessier | Centrifugal pump |
US5555721A (en) * | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
US5862666A (en) * | 1996-12-23 | 1999-01-26 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Turbine engine having improved thrust bearing load control |
US5996331A (en) * | 1997-09-15 | 1999-12-07 | Alliedsignal Inc. | Passive turbine coolant regulator responsive to engine load |
US6035627A (en) * | 1998-04-21 | 2000-03-14 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Turbine engine with cooled P3 air to impeller rear cavity |
DE59809867D1 (de) * | 1998-05-25 | 2003-11-13 | Abb Turbo Systems Ag Baden | Radialverdichter |
JP4375883B2 (ja) * | 2000-06-02 | 2009-12-02 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービンエンジンの軸受へのシールエア供給装置 |
US6276896B1 (en) * | 2000-07-25 | 2001-08-21 | Joseph C. Burge | Apparatus and method for cooling Axi-Centrifugal impeller |
JP4091874B2 (ja) * | 2003-05-21 | 2008-05-28 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービンエンジンの二次エア供給装置 |
US7252474B2 (en) * | 2003-09-12 | 2007-08-07 | Mes International, Inc. | Sealing arrangement in a compressor |
-
2006
- 2006-07-19 FR FR0606544A patent/FR2904038A1/fr not_active Withdrawn
-
2007
- 2007-06-20 DE DE602007001921T patent/DE602007001921D1/de active Active
- 2007-06-20 EP EP07290765A patent/EP1882815B1/fr active Active
- 2007-07-16 CA CA2594005A patent/CA2594005C/fr active Active
- 2007-07-18 UA UAA200708218A patent/UA93364C2/ru unknown
- 2007-07-18 JP JP2007186668A patent/JP4998920B2/ja active Active
- 2007-07-18 RU RU2007127559/06A patent/RU2437000C2/ru active
- 2007-07-19 US US11/780,252 patent/US7841187B2/en active Active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2718397C2 (ru) * | 2015-10-30 | 2020-04-02 | Форд Глобал Текнолоджиз, Ллк | Снижение нагрузки от осевого усилия в турбокомпрессоре |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2904038A1 (fr) | 2008-01-25 |
CA2594005C (fr) | 2014-04-08 |
EP1882815A1 (fr) | 2008-01-30 |
US20080141679A1 (en) | 2008-06-19 |
EP1882815B1 (fr) | 2009-08-12 |
JP4998920B2 (ja) | 2012-08-15 |
DE602007001921D1 (de) | 2009-09-24 |
UA93364C2 (ru) | 2011-02-10 |
RU2007127559A (ru) | 2009-01-27 |
JP2008025577A (ja) | 2008-02-07 |
CA2594005A1 (fr) | 2008-01-19 |
US7841187B2 (en) | 2010-11-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2437000C2 (ru) | Турбомашина, содержащая систему охлаждения нижней поверхности крыльчатки центробежного компрессора | |
RU2532479C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления | |
RU2447292C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора | |
RU2332579C2 (ru) | Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины | |
RU2433309C2 (ru) | Система охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора | |
US7874158B2 (en) | Dirt separator for compressor diffuser in gas turbine engine | |
RU2433310C2 (ru) | Система вентиляции выходной кольцевой полости центробежного компрессора | |
RU2433308C2 (ru) | Система охлаждения венца центробежного компрессора | |
JP4834511B2 (ja) | ガスタービンエンジン中のタービンディスクの換気装置 | |
US20180134407A1 (en) | Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling | |
US10539076B2 (en) | Self-contained lubrication cooling system with heat exchanger integrated with sump | |
US10590806B2 (en) | Exhaust system and gas turbine | |
US8336317B2 (en) | Ventilation for a turbine wheel in a turbine engine | |
CN106460550B (zh) | 在排气扩散器中具有转子对中冷却***的燃气涡轮发动机 | |
RU2446297C2 (ru) | Система вентиляции стенки камеры сгорания, газотурбинный двигатель, содержащий такую систему, и кольцевой отсек для указанной системы | |
US20160312615A1 (en) | Compressor rim thermal management | |
NO173463B (no) | Innretning for luftkjoeling av roerfordeler for gassturbiners kompressorer | |
RU2615867C2 (ru) | Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца | |
RU2490475C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с клапаном, соединяющим две полости | |
RU2311549C2 (ru) | Турбореактивный двигатель с обтекателем статора во внутренней полости | |
CN109072699A (zh) | 具有第一和第二级转子冷却的工业燃气涡轮发动机 | |
US20200102887A1 (en) | Gas turbine engine and cooling air configuration for turbine section thereof | |
RU2499893C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
RU2627748C1 (ru) | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
SE508085C2 (sv) | Förfarande för luftflödesstyrning av förbränningsluft samt spärrluftanordning |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |