RU2450129C2 - Межтурбинный картер с контуром охлаждения и содержащий его турбореактивный двигатель - Google Patents
Межтурбинный картер с контуром охлаждения и содержащий его турбореактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2450129C2 RU2450129C2 RU2008110645/06A RU2008110645A RU2450129C2 RU 2450129 C2 RU2450129 C2 RU 2450129C2 RU 2008110645/06 A RU2008110645/06 A RU 2008110645/06A RU 2008110645 A RU2008110645 A RU 2008110645A RU 2450129 C2 RU2450129 C2 RU 2450129C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- inter
- ring
- sealing device
- turbine
- sole
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/55—Seals
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к охлаждению турбин турбореактивного двигателя. Межтурбинный картер турбореактивного двигателя содержит наружное кольцо, внутреннее кольцо и промежуточное кольцо, расположенное между внутренним кольцом и наружным кольцом. Внутреннее и промежуточное кольца содержат отверстия для прохождения охлаждающего воздуха. Межтурбинный картер также содержит, по меньшей мере, одно уплотнительное устройство, установленное между наружным и промежуточным кольцом с подошвой и с периферической юбкой. Подошва уплотнительного устройства оборудована, по меньшей мере, одним отверстием для прохождения охлаждающего воздуха, а периферическая юбка выполнена с возможностью упругого сжатия и расширения. При этом подошва опирается на наружное кольцо, а периферическая юбка опирается на промежуточное кольцо. Другим объектом изобретения является турбореактивный двигатель, содержащий описанный выше межтурбинный картер. Изобретение позволяет снизить утечки охлаждающего воздуха. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к охлаждению турбин турбореактивного двигателя. В частности, оно касается уплотнительного устройства, предназначенного для применения в контуре охлаждения турбин турбореактивного двигателя в межтурбинном картере турбореактивного двигателя. Оно касается также межтурбинного картера, оборудованного таким уплотнительным устройством. Наконец, оно касается турбореактивного двигателя, содержащего такое уплотнительное устройство и/или такой межтурбинный картер.
В дальнейшем термины «осевой» и «радиальный» будут относиться к осевому направлению и к радиальному направлению турбореактивного двигателя.
Известно, что двухконтурный турбореактивный двигатель летательного аппарата содержит первичный контур потока газов и вторичный контур потока газов, которые разделены межконтурным отсеком картера, называемым «межтурбинным картером». В первичном контуре от входа к выходу в направлении потока газов расположены компрессор низкого давления и компрессор высокого давления. Сжатый воздух подается в камеру сгорания, в котором он смешивается с топливом под давлением, которое сгорает, создавая на выходе камеры сгорания энергию, поступающую на турбину высокого давления, вращающую компрессор высокого давления, затем на турбину низкого давления, вращающую вентилятор и компрессор низкого давления. На выходе турбин газы создают остаточную тягу, которая добавляется к тяге, создаваемой газами, циркулирующими во вторичном контуре, для обеспечения движения летательного аппарата.
На фиг. 1 схематично показана известная архитектура турбин турбореактивного двигателя. Турбина 10 низкого давления содержит лопатки 12 статора и лопатки 14 ротора. Лопатки 14 ротора вращают вал 16, вращающийся на опорном подшипнике 18, установленном на заднем конце упомянутой турбины 10 низкого давления в выпускным картере 20, расположенном радиально до наружного картера 22. Турбина 24 высокого давления содержит лопатки 26 статора и лопатки 28 ротора. Лопатки 28 ротора вращают вал 30, вращающийся на опорном подшипнике 32, установленном на переднем конце турбины 10 низкого давления в межтурбинном картере 40, расположенном радиально до наружного картера 20 в межтурбинном пространстве 34. Преимуществом такой архитектуры турбин, в которой турбина высокого давления крепится на статоре турбины низкого давления, как известно, является возможность улучшенного контроля за относительными перемещениями обеих турбин, что позволяет уменьшить рабочие зазоры по сравнению с другими видами архитектуры турбин.
Межтурбинный картер 40 является конструктивной деталью, которая, как известно, содержит наружное кольцо, являющееся частью наружного картера, и внутреннее кольцо, являющееся частью внутреннего картера или ступицы, на которой крепят опору подшипника вала турбины высокого давления. Межтурбинный картер содержит также определенное число радиальных стоек, которые являются конструктивными деталями, соединяющими наружное кольцо и внутреннее кольцо. Он содержит также обтекатели 42, имеющие профилированную форму и расположенные в аэродинамическом воздушном канале для распределения воздушного потока, выходящего из турбины высокого давления, прежде чем он достигнет первой ступени турбины низкого давления. Предпочтительно, чтобы радиальные стойки были выполнены внутри некоторых из этих обтекателей или во всех этих обтекателях.
Детали, подверженные термическому воздействию, такие как роторы турбин, обтекатели и радиальные стойки требуют охлаждения. Для этого, как известно, подводят охлаждающий воздух, отбираемый в самой холодной части турбореактивного двигателя, через наружное кольцо, обтекатели и внутренние кольца. Однако, учитывая расширения, которым подвергаются детали во время работы, обтекатели разбивают на сектора, что предполагает наличие рабочего зазора между отдельными секторами. Вместе с тем эти рабочие зазоры являются также очагами паразитных утечек, через которые выходит часть охлаждающего воздуха. Такие утечки приводят к снижению эффективности охлаждающего контура, так как количество охлаждающего воздуха невозможно оптимизировать. Отсюда следует сокращение срока службы охлаждаемых деталей или необходимость увеличения расхода охлаждающего воздуха.
Задачей настоящего изобретения является устранение вышеупомянутых недостатков путем выполнения охлаждающего контура, который сводит к минимуму утечки охлаждающего воздуха.
Объектом настоящего изобретения является межтурбинный картер турбореактивного двигателя, содержащий наружное кольцо и внутреннее кольцо, а также промежуточное кольцо между внутренним кольцом и наружным кольцом, при этом внутреннее и промежуточное кольца содержат соответствующие отверстия для прохождения охлаждающего воздуха. Согласно изобретению картер отличается тем, что содержит, по меньшей мере, одно уплотнительное устройство, установленное между наружным кольцом и промежуточным кольцом, с подошвой, оборудованной, по меньшей мере, одним отверстием для прохождения охлаждающего воздуха, и периферической юбкой, выполненной с возможностью упругого сжатия и расширения, при этом подошва опирается на наружное кольцо, а периферическая юбка опирается на промежуточное кольцо.
Целесообразно, чтобы межтурбинный картер дополнительно содержал конструктивные стойки, проходящие через соответствующие отверстия внутреннего кольца и промежуточного кольца, а уплотнительное устройство было установлено между концом одной из радиальных стоек и упомянутым наружным кольцом.
Целесообразно также, чтобы уплотнительное устройство было установлено таким образом, чтобы упомянутое отверстие подошвы находилось напротив отверстия наружного кольца.
Целесообразно также, чтобы уплотнительное устройство было установлено таким образом, чтобы периферическая юбка охватывала отверстие промежуточного кольца. Предпочтительно, чтобы уплотнительное устройство было установлено таким образом, чтобы его периферическая юбка находилась под предварительным напряжением сжатия. В частности, уплотнительное устройство крепят на концевой площадке одной из конструктивных стоек при помощи винтов, проходящих через крепежные отверстия, выполненные в подошве.
Согласно изобретению межтурбинный картер дополнительно оборудуют рубашками, расположенными между промежуточным кольцом и внутренним кольцом, при этом каждая из упомянутых рубашек обеспечивает сообщение между одним из соответствующих отверстий промежуточного кольца и одним из соответствующих отверстий внутреннего кольца. Предпочтительно, чтобы каждая рубашка содержала боковые отверстия для прохождения охлаждающего воздуха.
Еще одним объектом настоящего изобретения является турбореактивный двигатель, содержащий, по меньшей мере, один межтурбинный картер.
Настоящее изобретение будет более очевидно из нижеследующего подробного описания частного варианта выполнения, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:
фиг. 1 (уже описана) изображает вид в осевом разрезе архитектуры турбин турбореактивного двигателя, в которой применяют настоящее изобретение.
Фиг. 2 - вид в осевом разрезе межтурбинного картера, оборудованного уплотнительным устройством в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг. 3 и 4 - изображают соответственно вид в изометрии сверху и вид в изометрии снизу уплотнительного устройства в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг. 5 и 6 - соответственно вид в осевом разрезе и вид в изометрии снизу уплотнительного устройства, установленного на наружном кольце и закрепленного на конструктивной стойке.
На фиг. 2 показана часть турбореактивного двигателя 2 и, в частности, межтурбинное пространство 34 между турбиной 10 низкого давления и турбиной 24 высокого давления, соответствующие лопатки которых (на фиг. 2 не показаны) расположены в аэродинамическом воздушном канале 36. В этом межтурбинном пространстве 34 устанавливают межтурбинный картер 40, содержащий, как известно, наружное кольцо 44, внутреннее кольцо 46, закрепленное на опоре подшипника при помощи крепежных средств, например винтов, которые условно обозначены пунктиром 100, и обтекатели 42, закрепленные на наружном кольце 44 и на фланцах 46а, 46b, неподвижно соединенных с внутренним кольцом 46; обтекатели 42 по сути дела зажаты на уровне их внутреннего конца между этими фланцами 46а, 46b. Эти обтекатели 42 предназначены, в частности для распределения воздушного потока, выходящего из турбины 24 высокого давления, прежде чем он достигнет первой ступени турбины 10 низкого давления. Обтекатели 42 расположены в аэродинамическом воздушном канале 36 перед лопатками 12 турбины 10 высокого давления. Они ограничены наружным промежуточным кольцом 52 и внутренним промежуточным кольцом 54.
Межтурбинный картер 40 оборудован радиальными стойками 48, которые являются конструктивными деталями. Эти радиальные стойки 48 проходят через внутреннее промежуточное кольцо 54, которое для этого содержит отверстия 540, а также через верхнее промежуточное кольцо 52, которое содержит для этого отверстия 520. Каждая радиальная стойка 48 содержит конец, шарнирно соединенный с внутренним кольцом 46, например, при помощи вилки 50. Каждая радиальная стойка 48 содержит другой конец, закрепленный на наружном кольце 44 при помощи крепежной площадки 56 и обычных крепежных средств, например винтов, условно обозначенных пунктиром 200 на фиг. 2, которые проходят через крепежные отверстия 560 крепежной площадки 56 (см. фиг. 6).
Межтурбинный картер 40 дополнительно оборудован рубашками 58. Каждая рубашка 58 расположена внутри одного из обтекателей 42 вокруг радиальной стойки 48 и соединяет отверстие 520 наружного промежуточного кольца 52 с отверстием 540 внутреннего промежуточного кольца 54. Каждая рубашка 58 дополнительно оборудована боковыми отверстиями 580, которые выполнены напротив соответствующего обтекателя 42.
Далее со ссылкой на фиг. 2 следует описание охлаждающего контура. Охлаждающий воздух, отбираемый в самой холодной части турбореактивного двигателя, например из компрессора высокого давления, поступает, как показано стрелкой 4, в первую камеру 60, ограниченную между наружным кольцом 44 и коллектором 62, закрепленным вокруг упомянутого наружного кольца 44. После этого охлаждающий воздух проходит через наружное кольцо 44, которое для этого содержит отверстия 440, что показано стрелкой 5, во вторую камеру 70, ограниченную между наружным кольцом 44 и наружным промежуточным кольцом 52. Затем охлаждающий воздух проходит через наружное промежуточное кольцо 52 через отверстия 520. Затем он направляется внутрь рубашек 58 вокруг радиальных стоек 48, как показано стрелками 6, и часть этого воздуха направляется на обтекатели 42 через отверстия 580 рубашек 58 для охлаждения упомянутых обтекателей 42, как показано стрелками 7. Самая большая часть охлаждающего воздуха проходит через внутреннее промежуточное кольцо 54 через отверстия 540, после чего поступает к внутренним частям турбореактивного двигателя 2 для их охлаждения, как показано стрелками 8.
Необходимо максимально уменьшить паразитные утечки этого охлаждающего контура, чтобы значительное количество охлаждающего воздуха, заходящего в первую камеру 60 (стрелка 4), гарантированно попадало к внутренним горячим частям турбин (стрелки 8). Наличие рубашек 58 внутри обтекателей 42 между наружным промежуточным кольцом 52 и внутренним промежуточным кольцом 54 позволяет избежать таких утечек на уровне аэродинамического канала 36.
Необходимо также ограничить потенциальные утечки на уровне второй камеры 70. Для этого межтурбинный картер 40 оборудуют уплотнительными устройствами 80, установленными в упомянутой второй камере 70, описание которых следует далее со ссылками на фиг. 2-6.
Как показано на фиг. 3 и 4, которые представляют собой соответственно вид в перспективе сверху и вид в перспективе снизу, каждое уплотнительное устройство 80 содержит подошву 82 и периферическую юбку 84. Подошва 82 выполнена в виде по существу плоской плиты, вписанной в окружность. Периферическая юбка 84 выполнена, начиная от периферии упомянутой подошвы 82, в направлении, по существу перпендикулярном к плоскости упомянутой подошвы 82, в виде сильфона. В представленном примере этот сильфон содержит две выступающие части 86, разделенные утопленной частью 88, вместе с тем он может содержать другое число выступающих частей и утопленных частей. Кроме того, уплотнительное устройство 80 содержит отверстия 90, в представленном примере выполненные в количестве двух.
Периферическая юбка 84 выполнена с возможностью упругого сжатия и расширения. Свободный край периферической юбки 84 загнут внутрь, образуя по существу плоский буртик 92, по существу параллельный подошве 82. Когда уплотнительное устройство устанавливают во второй камере 70, как показано на фиг. 2, подошва 82 опирается на внутреннюю сторону наружного кольца 44 напротив одного из отверстий 440 упомянутого наружного кольца 44, тогда как буртик 92 опирается на наружную сторону наружного промежуточного кольца 52 и охватывает одно из отверстий 520 упомянутого наружного промежуточного кольца 52. Таким образом, свободный край 92 (буртик 92) периферической юбки 84 образует зону опоры на наружную сторону наружного промежуточного кольца 52; эта опорная зона является, например, образующей, если буртик 92 загнут таким образом, чтобы контакт происходил вдоль линии, или поверхностью, если буртик 92 выполнен таким образом, чтобы контакт был поверхностным.
Уплотнительное устройство 80 устанавливают в упомянутой второй камере 70, будучи предварительно подвергнутым напряжению сжатия. Такая упругая конфигурация уплотнительного устройства обеспечивает достаточную герметичность между наружным кольцом 44 и наружным промежуточным кольцом 52 (см. фиг. 2). Таким образом, охлаждающий воздух, который проходит через отверстие 440 наружного кольца 44, проходит также через отверстия 90 уплотнительного устройства 80 и на уровне второй камеры 70 оказывается заключенным в объеме, ограниченном уплотнительным устройством 80. Иначе говоря, охлаждающий воздух не может выйти в боковом направлении во вторую камеру 70. Дополнительным преимуществом такой конфигурации является то, что уплотнительное устройство 80 может наподобие пружины поглощать относительные перемещения между упомянутым наружным кольцом 44 и упомянутым наружным промежуточным кольцом 52.
На фиг. 5 и 6, соответственно сбоку и в перспективе снизу, схематично показано крепление уплотнительного устройства 80 на наружном кольце 44 при помощи радиальной стойки 48. На фиг. 6 показано более детально, чем на фиг. 2, крепление площадки 56 на наружном кольце 44 при помощи отверстий 560, в которые должны заходить крепежные винты 200 (на фиг. 6 не показаны). Подошва 82 содержит отверстия 94 для прохождения крепежных винтов 200 с выполнением прохода для этих крепежных винтов 200. Площадка 56 крепления радиальной стойки 48 имеет соответствующую форму для обеспечения достаточно большого крепежного пространства, не перекрывая при этом отверстия 90 подошвы 82 уплотнительного устройства 80.
Claims (12)
1. Межтурбинный картер (40) турбореактивного двигателя (2), содержащий наружное кольцо (44), внутреннее кольцо (54) и промежуточное кольцо (52), расположенное между внутренним кольцом и наружным кольцом, при этом внутреннее (54) и промежуточное (52) кольца содержат соответствующие отверстия (540, 520) для прохождения охлаждающего воздуха, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, одно уплотнительное устройство (80), установленное между наружным кольцом (44) и промежуточным кольцом (52), с подошвой (82), оборудованной, по меньшей мере, одним отверстием (90) для прохождения охлаждающего воздуха, и с периферической юбкой (84), выполненной с возможностью упругого сжатия и расширения, при этом подошва (82) опирается на наружное кольцо (44), а периферическая юбка (84) опирается на промежуточное кольцо (52).
2. Межтурбинный картер по п.1, в котором периферическую юбку (84) выполняют, начиная от упомянутой подошвы (82) в направлении, по существу, перпендикулярном к плоскости упомянутой подошвы (82).
3. Межтурбинный картер по п.1, в котором периферическая юбка (84) содержит свободный край (92), загнутый внутрь, образуя опорную сторону.
4. Межтурбинный картер по п.1, в котором уплотнительное устройство содержит крепежные средства, выполненные на подошве, с отверстиями (94), проходящими через упомянутую подошву и предназначенными для захождения крепежных винтов (200).
5. Межтурбинный картер по п.1, дополнительно содержащий конструктивные стойки (48), которые проходят через упомянутые соответствующие отверстия (540, 520) внутреннего кольца (54) и промежуточного кольца (52), в котором упомянутое уплотнительное устройство (80) устанавливают между концом одной из радиальных стоек (48) и упомянутым наружным кольцом (44).
6. Межтурбинный картер по п.5, в котором упомянутое уплотнительное устройство (80) устанавливают таким образом, чтобы, по меньшей мере, одно отверстие (90) подошвы (82) находилось напротив отверстия (440) наружного кольца (44).
7. Межтурбинный картер по п.1, в котором уплотнительное устройство (80) устанавливают таким образом, чтобы периферическая юбка (84) охватывала отверстие (520) упомянутого промежуточного кольца (52).
8. Межтурбинный картер по п.1, в котором уплотнительное устройство (80) устанавливают таким образом, чтобы его периферическая юбка (84) находилась под предварительным напряжением сжатия.
9. Межтурбинный картер по п.4, в котором уплотнительное устройство (80) крепят на концевой площадке (56) одной из конструктивных стоек (48) при помощи винтов, проходящих через крепежные отверстия (94), выполненные в подошве (82).
10. Межтурбинный картер (40) по п.1, дополнительно содержащий рубашки (58), расположенные между промежуточным кольцом (52) и внутренним кольцом (54), при этом каждая из рубашек (58) обеспечивает сообщение между одним из соответствующих отверстий (520) промежуточного кольца (52) и одним из соответствующих отверстий (540) внутреннего кольца (54).
11. Межтурбинный картер (40) по п.10, в котором рубашки (58) содержат боковые отверстия (580) для прохождения охлаждающего воздуха.
12. Турбореактивный двигатель (2), содержащий, по меньшей мере, один межтурбинный картер (40) по любому из пп.1-11.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0702020 | 2007-03-20 | ||
FR0702020A FR2914017B1 (fr) | 2007-03-20 | 2007-03-20 | Dispositif d'etancheite pour un circuit de refroidissement, carter inter-turbine en etant equipe et turboreacteur les comportant |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008110645A RU2008110645A (ru) | 2009-09-27 |
RU2450129C2 true RU2450129C2 (ru) | 2012-05-10 |
Family
ID=38521907
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008110645/06A RU2450129C2 (ru) | 2007-03-20 | 2008-03-19 | Межтурбинный картер с контуром охлаждения и содержащий его турбореактивный двигатель |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8162593B2 (ru) |
EP (1) | EP1972756B1 (ru) |
JP (1) | JP5110646B2 (ru) |
CA (1) | CA2626119C (ru) |
DE (1) | DE602008002456D1 (ru) |
FR (1) | FR2914017B1 (ru) |
RU (1) | RU2450129C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2638099C2 (ru) * | 2012-04-26 | 2017-12-11 | Дженерал Электрик Компани | Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки (варианты) |
Families Citing this family (41)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8393062B2 (en) * | 2008-03-31 | 2013-03-12 | United Technologies Corp. | Systems and methods for positioning fairing sheaths of gas turbine engines |
US8177488B2 (en) * | 2008-11-29 | 2012-05-15 | General Electric Company | Integrated service tube and impingement baffle for a gas turbine engine |
US20100303610A1 (en) * | 2009-05-29 | 2010-12-02 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine stator assembly |
US8371127B2 (en) * | 2009-10-01 | 2013-02-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooling air system for mid turbine frame |
US8256229B2 (en) * | 2010-04-09 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Rear hub cooling for high pressure compressor |
US9279341B2 (en) | 2011-09-22 | 2016-03-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Air system architecture for a mid-turbine frame module |
US9347374B2 (en) * | 2012-02-27 | 2016-05-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer cooling system |
CN104254671B (zh) | 2012-04-27 | 2020-03-17 | 通用电气公司 | 与管一体的半套管式金属密封件 |
US20130323009A1 (en) * | 2012-05-31 | 2013-12-05 | Mark Kevin Bowen | Methods and apparatus for cooling rotary components within a steam turbine |
US8863531B2 (en) * | 2012-07-02 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Cooling apparatus for a mid-turbine frame |
US10378370B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-08-13 | United Technologies Corporation | Mechanical linkage for segmented heat shield |
WO2014105780A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Multi-purpose gas turbine seal support and assembly |
WO2014105602A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Heat shield for a casing |
US9845695B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine seal assembly and seal support |
WO2014105425A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Turbine frame assembly and method of designing turbine frame assembly |
WO2014105619A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Multi-function boss for a turbine exhaust case |
US9982561B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-05-29 | United Technologies Corporation | Heat shield for cooling a strut |
WO2014105826A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Seal support disk and assembly |
WO2014143329A2 (en) | 2012-12-29 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Frame junction cooling holes |
US10240481B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Angled cut to direct radiative heat load |
WO2014105496A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Flow diverter element and assembly |
WO2014105603A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Multi-piece heat shield |
WO2014105577A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Scupper channelling in gas turbine modules |
WO2014105100A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Bumper for seals in a turbine exhaust case |
EP2938837B1 (en) | 2012-12-29 | 2018-06-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine seal assembly and seal support |
WO2014137444A2 (en) | 2012-12-29 | 2014-09-12 | United Technologies Corporation | Multi-ply finger seal |
US10087843B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-10-02 | United Technologies Corporation | Mount with deflectable tabs |
WO2014105616A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case architecture |
JP6232446B2 (ja) | 2012-12-31 | 2017-11-15 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションUnited Technologies Corporation | タービン排気ケースのマルチピース型フレーム |
EP2938860B1 (en) | 2012-12-31 | 2018-08-29 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case multi-piece frame |
WO2014105682A1 (en) | 2012-12-31 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case multi-piece frame |
EP2956645B1 (en) | 2013-02-18 | 2017-12-13 | United Technologies Corporation | Cooling manifold for turbine section |
EP2971579B1 (en) | 2013-03-11 | 2020-04-29 | United Technologies Corporation | Aft fairing sub-assembly for turbine exhaust case fairing |
EP3348803B1 (en) * | 2013-03-13 | 2019-09-11 | United Technologies Corporation | Engine mid-turbine frame transfer tube for low pressure turbine case cooling |
US9920869B2 (en) * | 2014-05-22 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Cooling systems for gas turbine engine components |
US10273812B2 (en) | 2015-12-18 | 2019-04-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine rotor coolant supply system |
US10914185B2 (en) | 2016-12-02 | 2021-02-09 | General Electric Company | Additive manufactured case with internal passages for active clearance control |
US10941706B2 (en) | 2018-02-13 | 2021-03-09 | General Electric Company | Closed cycle heat engine for a gas turbine engine |
US11143104B2 (en) | 2018-02-20 | 2021-10-12 | General Electric Company | Thermal management system |
US11015534B2 (en) | 2018-11-28 | 2021-05-25 | General Electric Company | Thermal management system |
US20220316352A1 (en) * | 2021-03-31 | 2022-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Flow diverter for mid-turbine frame cooling air delivery |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5609467A (en) * | 1995-09-28 | 1997-03-11 | Cooper Cameron Corporation | Floating interturbine duct assembly for high temperature power turbine |
RU99104354A (ru) * | 1999-03-01 | 2001-02-10 | Ао "К.Т.С." | Квазиадиабатный керамический сопловой аппарат высокотемпературной газовой турбины |
RU2004109232A (ru) * | 2001-08-30 | 2005-05-20 | Снекма Мотёр (Fr) | Корпус статора турбомашины |
RU2347079C2 (ru) * | 2003-03-06 | 2009-02-20 | Снекма Мотёр | Турбомашина с охлаждаемыми кольцевыми сегментами |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3781125A (en) * | 1972-04-07 | 1973-12-25 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine nozzle vane structure |
US4355952A (en) * | 1979-06-29 | 1982-10-26 | Westinghouse Electric Corp. | Combustion turbine vane assembly |
US4987736A (en) * | 1988-12-14 | 1991-01-29 | General Electric Company | Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield |
US5236303A (en) * | 1991-09-27 | 1993-08-17 | General Electric Company | Gas turbine engine structural frame with multi-clevis ring attachment of struts to outer casing |
US5224818A (en) * | 1991-11-01 | 1993-07-06 | General Electric Company | Air transfer bushing |
US6185924B1 (en) * | 1997-10-17 | 2001-02-13 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine with turbine blade cooling |
RU2204021C2 (ru) * | 1999-03-01 | 2003-05-10 | Закрытое акционерное общество "Научно-инженерный центр Керамические тепловые двигатели им. А.М. Бойко" | Квазиадиабатный керамический сопловой аппарат высокотемпературной газовой турбины (варианты) |
US6439841B1 (en) * | 2000-04-29 | 2002-08-27 | General Electric Company | Turbine frame assembly |
US6942452B2 (en) * | 2002-12-17 | 2005-09-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Grommeted bypass duct penetration |
US7008185B2 (en) * | 2003-02-27 | 2006-03-07 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle |
US7108479B2 (en) * | 2003-06-19 | 2006-09-19 | General Electric Company | Methods and apparatus for supplying cooling fluid to turbine nozzles |
FR2862338B1 (fr) * | 2003-11-17 | 2007-07-20 | Snecma Moteurs | Dispositif de liaison entre un distributeur et une enceinte d'alimentation pour injecteurs de fluide de refroidissement dans une turbomachine |
US7383686B2 (en) * | 2004-12-13 | 2008-06-10 | Honeywell International Inc. | Secondary flow, high pressure turbine module cooling air system for recuperated gas turbine engines |
FR2899281B1 (fr) * | 2006-03-30 | 2012-08-10 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine |
FR2906846B1 (fr) * | 2006-10-06 | 2008-12-26 | Snecma Sa | Canal de transition entre deux etages de turbine |
FR2911933B1 (fr) * | 2007-01-26 | 2009-05-01 | Snecma Sa | Dispositif d'assemblage de deux ensembles, par exemple pour stator de turbomachine |
-
2007
- 2007-03-20 FR FR0702020A patent/FR2914017B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-03-17 EP EP08102677A patent/EP1972756B1/fr active Active
- 2008-03-17 DE DE602008002456T patent/DE602008002456D1/de active Active
- 2008-03-18 CA CA2626119A patent/CA2626119C/fr active Active
- 2008-03-19 RU RU2008110645/06A patent/RU2450129C2/ru active
- 2008-03-19 US US12/051,383 patent/US8162593B2/en active Active
- 2008-03-19 JP JP2008070833A patent/JP5110646B2/ja active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5609467A (en) * | 1995-09-28 | 1997-03-11 | Cooper Cameron Corporation | Floating interturbine duct assembly for high temperature power turbine |
RU99104354A (ru) * | 1999-03-01 | 2001-02-10 | Ао "К.Т.С." | Квазиадиабатный керамический сопловой аппарат высокотемпературной газовой турбины |
RU2004109232A (ru) * | 2001-08-30 | 2005-05-20 | Снекма Мотёр (Fr) | Корпус статора турбомашины |
RU2347079C2 (ru) * | 2003-03-06 | 2009-02-20 | Снекма Мотёр | Турбомашина с охлаждаемыми кольцевыми сегментами |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2638099C2 (ru) * | 2012-04-26 | 2017-12-11 | Дженерал Электрик Компани | Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки (варианты) |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE602008002456D1 (de) | 2010-10-28 |
EP1972756B1 (fr) | 2010-09-15 |
FR2914017A1 (fr) | 2008-09-26 |
CA2626119C (fr) | 2014-09-09 |
EP1972756A1 (fr) | 2008-09-24 |
FR2914017B1 (fr) | 2011-07-08 |
JP2008232150A (ja) | 2008-10-02 |
RU2008110645A (ru) | 2009-09-27 |
CA2626119A1 (fr) | 2008-09-20 |
JP5110646B2 (ja) | 2012-12-26 |
US20080232953A1 (en) | 2008-09-25 |
US8162593B2 (en) | 2012-04-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2450129C2 (ru) | Межтурбинный картер с контуром охлаждения и содержащий его турбореактивный двигатель | |
US8398363B2 (en) | Device for sealing a bearing housing of an exhaust gas turbocharger | |
US10934872B2 (en) | Turbomachine case comprising a central part projecting from two lateral portions in a junction region | |
KR101076834B1 (ko) | 가변구조 터보차저 조립체와, 그에 사용되는 유니슨 링 조립체, 및 가변구조 터보차저 조립체의 제조 방법 | |
US10100670B2 (en) | Heatshield assembly with double lap joint for a gas turbine engine | |
RU2345233C2 (ru) | Выполнение уплотнения в трубореактивном двигателе при помощи пластинчатых прокладок двойного действия для отбора воздуха в кабину | |
US8740554B2 (en) | Cover plate with interstage seal for a gas turbine engine | |
RU2435039C2 (ru) | Корпус для турбины, турбина, а также турбомашина, содержащая такую турбину | |
US8162605B2 (en) | Gas turbine engine case | |
US8601791B2 (en) | Integration of a surface heat exchanger to the wall of an aerodynamic flowpath by a structure of reinforcement rods | |
CA2523192C (en) | Turbine shroud segment seal | |
RU2511935C2 (ru) | Уплотнительный элемент, сопловое устройство газовой турбины и газовая турбина | |
RU2506431C2 (ru) | Направляющий сопловый аппарат турбины для газотурбинного двигателя, турбина газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель | |
RU2013118552A (ru) | Газотурбинный двигатель с промежуточным охлаждением | |
RU2417322C2 (ru) | Устройство вентиляции дисков рабочих колес турбины газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель | |
US9328926B2 (en) | Segmented combustion chamber head | |
RU2481499C2 (ru) | Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины | |
US10053991B2 (en) | Gas turbine engine component having platform cooling channel | |
RU2615867C2 (ru) | Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца | |
JP2019183716A (ja) | 内燃機関 | |
CA2646297C (en) | Turbomachine module provided with a device to improve radial clearances | |
RU2573094C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
CN111022190B (zh) | 涡轮发动机中的热管 | |
EP2519719A2 (en) | Gas turbine engine having dome panel assembly with bifurcated swirler flow | |
US10533445B2 (en) | Rim seal for gas turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |