RU2634444C1 - Device for starting gas turbine engine - Google Patents
Device for starting gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2634444C1 RU2634444C1 RU2016148278A RU2016148278A RU2634444C1 RU 2634444 C1 RU2634444 C1 RU 2634444C1 RU 2016148278 A RU2016148278 A RU 2016148278A RU 2016148278 A RU2016148278 A RU 2016148278A RU 2634444 C1 RU2634444 C1 RU 2634444C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air supply
- pressure air
- profile
- turbine
- supply system
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам запуска авиационных турбореактивных двигателей.The invention relates to the field of aviation technology, in particular to methods for starting aircraft turbojet engines.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является раскрытое в описании патента на способ запуска газотурбинного двигателя устройство для запуска газотурбинного двигателя, содержащее ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками (патент РФ №2241844, МПК F02С 7/26, опубл. 10.12.2004 г.).The closest in technical essence and the achieved result is a device for starting a gas turbine engine disclosed in the description of a patent for a method for starting a gas turbine engine, comprising a rotor formed by a compressor, a turbine and a shaft connecting them, a combustion chamber, an auxiliary power unit, a pipeline connecting an auxiliary power unit with a turbine cooling system containing nozzle blades with an internal path connected to the turbine flow through slots in the outlet edges with of optical blades and an impeller with a disk and rotor blades (RF patent No. 2241844, IPC
В этом случае запуск двигателя осуществляется путем подачи сжатого воздуха из вспомогательной силовой установки в систему охлаждения турбины, а именно в сопловые лопатки и далее через щели выходных кромок последних в проточную часть, где воздух, попадая на рабочие лопатки, создает крутящий момент на рабочем колесе. Недостатком здесь является то, что подача воздуха только через щели выходных кромок сопловых лопаток в проточную часть имеет низкую удельную мощность, что является недостаточным для надежного запуска, особенно при эксплуатации в различных климатических условиях. Можно увеличить удельную мощность вспомогательной силовой установки за счет увеличения размерности самой установки, но это значительно увеличивает ее габариты и вес, или подвести к ротору механическую энергию, что значительно усложняет процесс запуска, особенно в экстремальных условиях для запуска (при высоких температурах окружающей среды, высокогорных условиях, на режимах авторотации), а также снижает надежность запуска из-за высокой вероятности поломки элементов трансмиссии.In this case, the engine is started by supplying compressed air from the auxiliary power unit to the turbine cooling system, namely, into the nozzle blades and then through the slits of the outlet edges of the latter into the flow part, where the air entering the blades creates torque on the impeller. The disadvantage here is that the air supply only through the slots of the outlet edges of the nozzle blades into the flow part has a low specific power, which is insufficient for reliable start-up, especially when operating in various climatic conditions. It is possible to increase the specific power of the auxiliary power plant by increasing the dimension of the installation itself, but this significantly increases its dimensions and weight, or bring mechanical energy to the rotor, which greatly complicates the starting process, especially in extreme conditions for starting (at high ambient temperatures, high altitude conditions, in autorotation modes), and also reduces the reliability of the launch due to the high probability of failure of transmission elements.
Задача изобретения: упрощение и повышение надежности запуска двигателя.The objective of the invention: to simplify and improve the reliability of starting the engine.
Ожидаемый технический результат: повышение удельной мощности раскрутки ротора при запуске двигателя, а также уменьшение веса конструкции.The expected technical result: an increase in the specific power of the spin of the rotor at engine start, as well as a decrease in the weight of the structure.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что известное устройство для запуска газотурбинного двигателя, содержащее ротор, образованный компрессором, турбиной и валом, соединяющим их, камеру сгорания, вспомогательную силовую установку, трубопровод, соединяющий вспомогательную силовую установку с системой охлаждения турбины, содержащей сопловые лопатки с внутренним трактом, связанным с проточной частью турбины через щели в выходных кромках сопловых лопаток, и рабочее колесо с диском и рабочими лопатками, по предложению, снабжено системой подвода воздуха высокого давления, системой подвода воздуха низкого давления, клапаном, размещенным в системе подвода воздуха высокого давления, дополнительным клапаном, размещенным в системе подвода воздуха низкого давления, воздуховодом, выполненным во внутреннем тракте сопловых лопаток турбины, аппаратом закрутки статора, безлопаточным диффузором, каналами подвода воздуха высокого давления, каналами подвода воздуха низкого давления, и рабочими лопатками, имеющими внутреннюю полость, разделенную вдоль средней линии профиля перегородкой, образующей канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля, при этом канал, примыкающий к корыту профиля, последовательно сообщен через каналы подвода воздуха высокого давления, безлопаточный диффузор, аппарат закрутки статора, воздуховод, и с системой подвода воздуха высокого давления и со вспомогательной силовой установкой, а канал, примыкающий к спинке профиля, сообщен через каналы подвода воздуха низкого давления с системой подвода воздуха низкого давления, причем каналы, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте и спинке соответственно сообщены с проточной частью турбины, а каналы аппарата закрутки статора направлены в сторону вращения рабочего колеса.The expected technical result is achieved by the fact that the known device for starting a gas turbine engine, comprising a rotor formed by a compressor, a turbine and a shaft connecting them, a combustion chamber, an auxiliary power unit, a pipeline connecting an auxiliary power unit with a cooling system of a turbine containing nozzle vanes with an internal the path associated with the turbine flow through slots in the outlet edges of the nozzle blades, and the impeller with a disk and impellers, on offer, supply about the high-pressure air supply system, the low-pressure air supply system, a valve located in the high-pressure air supply system, an additional valve located in the low-pressure air supply system, an air duct made in the inner path of the turbine nozzle vanes, a stator swirl device, a bezelless diffuser , high pressure air supply channels, low pressure air supply channels, and rotor blades having an internal cavity divided along the midline of fillet with a partition forming a channel adjacent to the profile trough, and a channel adjacent to the profile back, while the channel adjacent to the profile trough is successively communicated through high pressure air supply channels, a bladeless diffuser, a stator swirl apparatus, an air duct, and with a supply system high-pressure air and with an auxiliary power unit, and the channel adjacent to the back of the profile is communicated through low-pressure air supply channels to the low-pressure air supply system, the channels adjacent to the back and the back of the profile, through the perforations on the trough and the back, respectively, are connected with the flow part of the turbine, and the channels of the stator spinning apparatus are directed towards the rotation of the impeller.
Снабжение устройства системой подвода воздуха высокого давления и системы подвода воздуха низкого давления позволяет иметь два автономных источника подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам турбины с требуемым уровнем давления.Providing the device with a high-pressure air supply system and a low-pressure air supply system allows two autonomous sources of cooling air supply to the working blades of the turbine with the required pressure level.
Снабжение клапаном, размещенным в системе подвода воздуха высокого давления, позволяет перекрывать воздух, идущий в систему охлаждения турбины на режимах запуска, а на стационарных режимах при открытии клапана обеспечивать подачу охлаждающего воздуха к сопловым и рабочим лопаткам турбины.Providing a valve located in the high-pressure air supply system allows you to block the air flowing into the turbine cooling system in start-up modes, and in stationary modes, when the valve is opened, to provide cooling air to the nozzle and working blades of the turbine.
Снабжение дополнительным клапаном, размещенным в системе подвода воздуха низкого давления, позволяет перекрывать воздух, идущий на рабочие лопатки турбины на режимах запуска, а на стационарных режимах при открытии дополнительного клапана обеспечивать подачу охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам турбины.Providing an additional valve located in the low-pressure air supply system makes it possible to block the air flowing to the turbine blades in start-up modes, and in stationary modes, when the additional valve is opened, it can provide cooling air to the turbine blades.
Снабжение рабочими лопатками, имеющими внутреннюю полость, разделенную вдоль средней линии профиля перегородкой, образующей канал, примыкающий к корыту профиля, и канал, примыкающий к спинке профиля и сообщение канала, примыкающего к корыту профиля, через каналы подвода воздуха высокого давления, безлопаточный диффузор, аппарат закрутки статора, воздуховод, с системой подвода воздуха высокого давления, а канала, примыкающего к спинке профиля, через каналы подвода воздуха низкого давления с системой подвода воздуха низкого давления позволяет запитать канал, примыкающий к спинке профиля, более «дешевым» с точки зрения термодинамики двигателя воздухом низкого давления, поскольку на спинке профиля рабочей лопатки турбины происходит разгон воздушного потока, в результате которого давление вдоль спинки профиля падает, а канал, примыкающий к корыту профиля, воздухом высокого давления, поскольку на корыте профиля рабочей лопатки турбины разгон воздушного потока происходит медленнее, чем на спинке профиля, поэтому давление вдоль корыта профиля значительно выше, чем на спинке профиля, таким образом, требуется источник воздуха высокого давления.Supply of working blades having an internal cavity, divided along the midline of the profile by a partition forming a channel adjacent to the profile trough, and a channel adjacent to the profile back and communication of the channel adjacent to the profile trough, through high-pressure air supply channels, bezoplatochny diffuser, apparatus stator swirls, duct, with a high pressure air supply system, and a channel adjacent to the back of the profile through low pressure air supply channels with a low pressure air supply system It makes it difficult to feed the channel adjacent to the back of the profile, which is “cheaper” from the point of view of engine thermodynamics with low pressure air, since the air stream accelerates on the back of the turbine blade profile, as a result of which the pressure along the back of the profile drops, and the channel adjacent to the profile trough , high-pressure air, since on the trough of the profile of the turbine blade, the acceleration of the air flow is slower than on the back of the profile, so the pressure along the trough of the profile is much higher than on the back Profile thus requires a source of high pressure air.
Сообщение канала, примыкающего к корыту профиля, и с системой подвода воздуха высокого давления и с вспомогательной силовой установкой, позволяет на режимах запуска подавать воздух от вспомогательной силовой установки в систему охлаждения турбины, а на режимах выше режима «малого газа» и стационарных режимах подавать охлаждающий воздух из системы подвода воздуха высокого давления, тем самым обеспечивая раскрутку на режимах запуска и охлаждение элементов турбины на стационарных режимах.The communication of the channel adjacent to the profile trough with both the high pressure air supply system and the auxiliary power unit allows air to be supplied from the auxiliary power unit to the turbine cooling system in start-up modes, and in cooling modes above the “low gas” mode and stationary modes air from the high-pressure air supply system, thereby ensuring the promotion of the starting modes and cooling of the turbine elements in stationary modes.
Сообщение каналов, примыкающих к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия с проточной частью турбины, позволяет обеспечить требуемое температурное состояние пера рабочей лопатки турбины на стационарных режимах работы двигателя, а на режимах запуска при подаче воздуха от вспомогательной силовой установки в канал, примыкающий к корыту профиля, и перекрытию подачи воздуха в канал, примыкающий к спинке профиля, обеспечить выброс струи воздуха из перфорационных отверстий на корыте профиля, создавая тем самым крутящий момент на рабочем колесе турбины.The communication of the channels adjacent to the trough and the back of the profile through perforations with the turbine flow part ensures the required temperature state of the turbine blade pen in stationary engine operation modes, and in start-up modes when air is supplied from the auxiliary power unit to the channel adjacent to the trough profile, and shutting off the air supply to the channel adjacent to the back of the profile, to ensure the ejection of a stream of air from the perforation holes on the trough of the profile, thereby creating torque on the impeller of the turbine.
Направление каналов аппарата закрутки статора в сторону вращения рабочего колеса является необходимым условием, поскольку только в этом случае при запуске поток воздуха, выходящий из каналов аппарата закрутки статора, будет раскручивать ротор.The direction of the channels of the stator spinning device in the direction of rotation of the impeller is a necessary condition, since only in this case when starting the air flow coming out of the channels of the stator spinning device will spin the rotor.
На фиг. 1 показан продольный разрез газотурбинного двигателя.In FIG. 1 shows a longitudinal section through a gas turbine engine.
На фиг. 2 показано сечение профиля рабочей лопатки турбины.In FIG. 2 shows a cross section of the profile of a turbine blade.
На фиг. 3 приведен продольный разрез рабочей лопатки турбины, показывающий канал, примыкающий к корыту профиля.In FIG. 3 is a longitudinal section through a turbine rotor blade showing a channel adjacent to a profile trough.
На фиг. 4 приведен продольный разрез рабочей лопатки турбины, показывающий канал, примыкающий к спинке профиля.In FIG. 4 is a longitudinal section through a turbine rotor blade showing a channel adjacent to a profile back.
На фиг. 5 показан разрез по каналам аппарата закрутки статора в направлении вращения рабочего колеса.In FIG. 5 shows a section through the channels of the stator spin apparatus in the direction of rotation of the impeller.
Устройство для запуска газотурбинного двигателя содержит ротор 1, образованный компрессором 2, турбиной 3 и валом 4, соединяющим их, камеру сгорания 5, вспомогательную силовую установку 6, трубопровод 7, соединяющий вспомогательную силовую установку 6 с системой охлаждения турбины 8, содержащей сопловые лопатки 9 с внутренним трактом 10, связанным с проточной частью турбины 11 через щели в выходных кромках 12 сопловых лопаток 9, и рабочее колесо 13 с диском 14 и рабочими лопатками 15.A device for starting a gas turbine engine comprises a
Также устройство для запуска содержит систему подвода воздуха высокого давления 16, систему подвода воздуха низкого давления 17, клапан 18, размещенный в системе подвода воздуха высокого давления 16, дополнительный клапан 19, размещенный в системе подвода воздуха низкого давления 17, воздуховод 20, выполненный во внутреннем тракте 10 сопловых лопаток 9 турбины 3, аппарат закрутки статора 21, безлопаточный диффузор 22, каналы подвода воздуха высокого давления 23 и каналы подвода воздуха низкого давления 24.The starting device also includes a high pressure
Рабочие лопатки 15 имеют внутреннюю полость 25, разделенную вдоль средней линии профиля перегородкой 26, образующей канал, примыкающий к корыту профиля 27, и канал, примыкающий к спинке профиля 28.The
Канал, примыкающий к корыту профиля 27, последовательно сообщен через каналы подвода воздуха высокого давления 23, безлопаточный диффузор 22, аппарат закрутки статора 21, воздуховод 20, и с системой подвода воздуха высокого давления 16 и с вспомогательной силовой установкой 6.A channel adjacent to the trough of
Канал, примыкающий к спинке профиля 28, сообщен через каналы подвода воздуха низкого давления 24 с системой подвода воздуха низкого давления 17.A channel adjacent to the back of the
Каналы 27 и 28, примыкающие к корыту и спинке профиля, через перфорационные отверстия на корыте 29 и спинке 30 соответственно сообщены с проточной частью турбины 11.
Каналы аппарата закрутки статора 31 направлены в сторону вращения рабочего колеса 13.The channels of the spinning device of the
Устройство для запуска газотурбинного двигателя работает следующим образом.A device for starting a gas turbine engine operates as follows.
При запуске газотурбинного двигателя клапаном 18 и дополнительным клапаном 19 перекрывается подача охлаждающего воздуха из системы подвода воздуха высокого давления 16 в систему охлаждения турбины 8 и из системы подвода воздуха низкого давления к рабочим лопаткам 15 соответственно. Одновременно воздух от вспомогательной силовой установки 6 подается в систему охлаждения турбины 8, а именно через воздуховод 20 во внутреннем тракте 10 сопловых лопаток 9 воздух поступает в аппарат закрутки статора 21. Так как двигатель не работает, то за аппаратом закрутки статора 21 устанавливается давление, близкое к давлению окружающей среды. Поскольку современные вспомогательные силовые установки подают воздух высокого давления, то на аппарате закрутки статора 21 создается сверхзвуковой перепад, и поток воздуха выходит из каналов аппарата закрутки статора 31 и устремляется в безлопаточный диффузор 22.When starting the gas turbine engine with a
Известно, что в безлопаточном диффузоре 22 в результате торможения потока воздуха происходит повышение давления на выходе из него. В случае неподвижного безлопаточного диффузора 22, когда на запуске диск 14 не вращается или имеет минимальную скорость, это условие остается справедливым.It is known that in the
Таким образом, поток воздуха выходит из безлопаточного диффузора 22 с более высоким давлением и поступает в каналы подвода воздуха высокого давления 23. За счет большего давления на выходе из безлопаточного диффузора 22 массовый расход воздуха, поступающего в каналы подвода воздуха высокого давления 23 увеличивается. За счет сил давления увеличенного расхода воздуха на стенки каналов подвода воздуха высокого давления 23 повышается мощность раскрутки ротора 1 - это первая область подвода мощности для раскрутки ротора 1.Thus, the air flow exits from the
Далее воздух поступает в канал, примыкающий к корыту профиля 27, и через перфорационные отверстия на корыте 29 истекает в проточную часть турбины 11, создавая реактивную силу в направлении вращения рабочего колеса 13 - это вторая область подвода мощности для раскрутки ротора 1.Next, air enters the channel adjacent to the trough of the
При увеличении скорости истечения и массового расхода воздуха, проходящего через рабочие лопатки турбины 15 на запуске, при постоянстве расхода воздуха от вспомогательной силовой установки 6, уменьшаются утечки воздуха из тракта охлаждения в проточную часть турбины 11.With an increase in the flow rate and mass flow rate of air passing through the working blades of the
Следует отметить, что подача воздуха из системы подвода воздуха низкого давления 17 через каналы подвода воздуха низкого давления 24 в канал, примыкающий к спинке профиля 28, перекрыта дополнительным клапаном 19, поскольку в случае истечения воздуха из перфорационных отверстий на спинке профиля 30, создается крутящий момент против вращения рабочего колеса 13, что снижает эффективность раскрутки ротора 1.It should be noted that the air supply from the low-pressure
Одновременно с подачей воздуха от вспомогательной силовой установки 6 через воздуховод 20 к аппарату закрутки статора 21, воздух от вспомогательной силовой установки 6 поступает во внутренний тракт 10 сопловых лопаток 9, где направляется через щели в выходных кромках 12 сопловых лопаток 9 в проточную часть турбины 11 и попадает на рабочие лопатки 15, тем самым увеличивая мощность раскрутки ротора 1. Это третья область подвода мощности для раскрутки ротора 1.Simultaneously with the air supply from the
По мере дальнейшей раскрутки ротора 1 увеличивается прокачка воздуха через компрессор 2, и воздух с повышенным уровнем давления поступает в камеру сгорания 5 и турбину 3. При достижении определенного уровня давления за компрессором 2 производится розжиг в камере сгорания 5. В результате чего на выходе из камеры сгорания 5 появляется горячий газ, который начинает интенсивно раскручивать турбину 3 и связанный с ней компрессор 2. Также интенсивно нарастает давление и расход воздуха в камере сгорания 5, что приводит к существенному увеличению мощности турбины 3, и двигатель выходит на режим устойчивой работы, называемый «малый газ».With the further spinning of the
При выходе двигателя на устойчивый режим работы, после отключения вспомогательной силовой установки 6, клапан 18 и дополнительный клапан 19 открываются, и охлаждающий воздух из системы подвода воздуха высокого давления 16 направляется в сопловые 9 и рабочие лопатки 15, а из системы подвода воздуха низкого давления 17 направляется в рабочие лопатки 15 соответственно. Реализуется штатный режим, в котором носителем основной мощности является турбина 3.When the engine reaches a stable mode of operation, after the
Реализация данного изобретения позволяет упростить и повысить надежность запуска, а также значительно расширить диапазон запуска двигателя, в частности, при отказе двигателя в полетных условиях, снизить вес системы запуска двигателя за счет исключения элементов дополнительной механической раскрутки ротора.The implementation of this invention allows to simplify and increase the reliability of starting, as well as significantly expand the range of engine starting, in particular, in case of engine failure in flight conditions, to reduce the weight of the engine starting system by eliminating elements of additional mechanical rotation of the rotor.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016148278A RU2634444C1 (en) | 2016-12-09 | 2016-12-09 | Device for starting gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016148278A RU2634444C1 (en) | 2016-12-09 | 2016-12-09 | Device for starting gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2634444C1 true RU2634444C1 (en) | 2017-10-30 |
Family
ID=60263549
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016148278A RU2634444C1 (en) | 2016-12-09 | 2016-12-09 | Device for starting gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2634444C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU146136A1 (en) * | 1961-01-06 | 1961-11-30 | А.Ф. Виленский | Gas turbine starting device |
US3286461A (en) * | 1965-07-22 | 1966-11-22 | Gen Motors Corp | Turbine starter and cooling |
RU2088488C1 (en) * | 1995-08-09 | 1997-08-27 | Акционерное общество открытого типа "Пермские моторы" | Device for starting gas-turbine engine |
RU2241844C1 (en) * | 2003-04-01 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine starting method |
RU130000U1 (en) * | 2012-11-21 | 2013-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | GAS-TURBINE ENGINE START-UP SYSTEM |
-
2016
- 2016-12-09 RU RU2016148278A patent/RU2634444C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU146136A1 (en) * | 1961-01-06 | 1961-11-30 | А.Ф. Виленский | Gas turbine starting device |
US3286461A (en) * | 1965-07-22 | 1966-11-22 | Gen Motors Corp | Turbine starter and cooling |
RU2088488C1 (en) * | 1995-08-09 | 1997-08-27 | Акционерное общество открытого типа "Пермские моторы" | Device for starting gas-turbine engine |
RU2241844C1 (en) * | 2003-04-01 | 2004-12-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Gas-turbine engine starting method |
RU130000U1 (en) * | 2012-11-21 | 2013-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | GAS-TURBINE ENGINE START-UP SYSTEM |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3318743B1 (en) | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine | |
US10443508B2 (en) | Intercooled cooling air with auxiliary compressor control | |
US7200999B2 (en) | Arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine | |
US10017259B2 (en) | De-icing splitter for an axial turbine engine compressor | |
JP5802380B2 (en) | Multistage fan | |
US10415473B2 (en) | Deicing nose of an axial turbine engine compressor | |
US10323571B2 (en) | Method and system for inlet guide vane heating | |
US10100730B2 (en) | Secondary air system with venturi | |
US9879694B2 (en) | Turbo-compressor with geared turbofan | |
US20200141417A1 (en) | Booster compressor with speed change system | |
EP3318742B1 (en) | Intercooled cooling air heat exchanger arrangement | |
US10519963B2 (en) | Engine bleed air system with waste gate valve for compressor surge management | |
CA2964125A1 (en) | Turbofan assembly and method of assembling | |
CA2964988C (en) | Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine | |
US10519976B2 (en) | Fluid diodes with ridges to control boundary layer in axial compressor stator vane | |
US20160237905A1 (en) | Intercooled cooling air | |
US10253694B2 (en) | Diversion of fan air to provide cooling air for gas turbine engine | |
RU2733681C1 (en) | Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation | |
US20210199056A1 (en) | Assisted engine start bleed system | |
RU2635163C1 (en) | Device for starting gas turbine engine | |
RU2634444C1 (en) | Device for starting gas turbine engine | |
US9650962B2 (en) | Rotor noise suppression | |
RU2733682C1 (en) | Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation | |
RU2635164C1 (en) | Device for starting gas turbine engine | |
US10934938B2 (en) | Boundary layer cooling air for embedded engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |