FR2518169A1 - Systeme de depoussierage et de purge de surpression combine pour un reacteur a double flux - Google Patents
Systeme de depoussierage et de purge de surpression combine pour un reacteur a double flux Download PDFInfo
- Publication number
- FR2518169A1 FR2518169A1 FR8220822A FR8220822A FR2518169A1 FR 2518169 A1 FR2518169 A1 FR 2518169A1 FR 8220822 A FR8220822 A FR 8220822A FR 8220822 A FR8220822 A FR 8220822A FR 2518169 A1 FR2518169 A1 FR 2518169A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- reactor
- flow
- central part
- air
- compressor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 title description 2
- 238000010926 purge Methods 0.000 claims abstract description 19
- 239000000428 dust Substances 0.000 claims description 2
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims 1
- 239000012535 impurity Substances 0.000 abstract description 5
- 238000007599 discharging Methods 0.000 abstract description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 4
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 4
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 3
- 238000010410 dusting Methods 0.000 description 2
- 241000196324 Embryophyta Species 0.000 description 1
- 235000017276 Salvia Nutrition 0.000 description 1
- 241001072909 Salvia Species 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- 150000001768 cations Chemical class 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000005465 channeling Effects 0.000 description 1
- 235000005911 diet Nutrition 0.000 description 1
- 230000037213 diet Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000010534 mechanism of action Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
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
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
- F02C7/052—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with dust-separation devices
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/32—Collecting of condensation water; Drainage ; Removing solid particles
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
- F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
- F04D27/0215—Arrangements therefor, e.g. bleed or by-pass valves
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
- F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
- F04D27/023—Details or means for fluid extraction
-
- 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
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/545—Ducts
-
- 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
- F04D29/70—Suction grids; Strainers; Dust separation; Cleaning
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
- Filtering Of Dispersed Particles In Gases (AREA)
- Details Or Accessories Of Spraying Plant Or Apparatus (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
L'INVENTION CONCERNE UN SYSTEME DE DEPOUSSIERAGE ET DE PURGE DE SURPRESSION COMBINE POUR UN REACTEUR A DOUBLE FLUX. CE SYSTEME COMPREND UN CONDUIT ANNULAIRE 14 SITUE A LA JONCTION D'UN COMPRESSEUR A BASSE PRESSION 2 ET D'UN COMPRESSEUR A HAUTE PRESSION 4 POUR ACHEMINER L'AIR DE LA PARTIE CENTRALE DU REACTEUR DANS PLUSIEURS PASSAGES 16, PLUSIEURS AUBES FIXES 22 ESPACEES CIRCONFERENTIELLEMENT DANS UN CONDUIT DE DECHARGE DE VENTILATEUR 20, AINSI QUE PLUSIEURS OUVERTURES 18 COMMUNIQUANT AVEC LES PASSAGES 16 POUR DECHARGER L'AIR PRECITE A PROXIMITE DE L'INTRADOS DES AUBES FIXES 22. L'INVENTION EST UTILISEE DANS LES REACTEURS A DOUBLE FLUX A LA FOIS POUR PURGER L'AIR DU COMPRESSEUR EN CAS DE SURPRESSION ET POUR ELIMINER LES IMPURETES DE L'AIR INJECTE DANS LA PARTIE CENTRALE DU REACTEUR.
Description
Système de dépoussiérage et de purge de surpression
combiné pour un réacteur à double flux.
La présente invention concerne les réacteurs à double flux et, plus particulièrement, un système de dépoussiérage et de purge de surpression combiné. Il est bien connu de prévoir des soupapes de
purge de surpression qui, spécifiquement, sont ouver-
tes au cours de la mise en marche et d'autres régimes
opératoires du réacteur afin de décharger le compres-
seur et de ne pas provoquer une surpression et/ou un blocage de ce dernier D'une manière générale, dans
un réacteur à double flux, la soupape de purge est mon-
tée sur la structure du carter situé-entre le conduit de ventilateur et la section de compression Dans une installation spécifique, l'air venant du compresseur pénètre dans une cavité ou une chambre de compression qui entoure le compresseur à proximité du point de
jonction o le compresseur à basse pression et le com-
presseur à haute pression sont en communication Lors-
que les soupapes de purge s'ouvrent, l'air contenu
dans la cavité est déchargé dans le courant de déchar-
ge du ventilateur sous un angle perpendiculaire à
l'écoulement ayant lieu dans ce dernier.
La Demanderesse a constaté qu'en localisant les canalisations de purge à un endroit judicieux et
en dirigeant l'écoulement de purge à décharger distinc-
tement par rapport à l'écoulement de décharge du venti-
lateur, on pouvait non seulement séparer les matières étrangères recueillies dans le courant d'air central
du réacteur, mais également réduire au minimum l'inter-
férence d'écoulement lors de la décharge dans le cou-
rant du ventilateur.
Un objet de la présente invention est de four-
nir, pour un réacteur à double flux axial et-à deux ro-
tors, une commande et une soupape de purge de surpres-
sion perfectionnées servant également à éliminer les matières étrangères de l'air injecté dans la partie
centrale du réacteur Une caractéristique de la pré-
sente invention réside dans la localisation judicieuse du système de purge par rapport à la jonction entre les premier et second rotors de compresseur, l'air de purge étant acheminé à travers des organes en forme de conduits qui sont espacés circonférentiellement et qui dirigent l'air déchargé axialement dans le courant de décharge du ventilateur Chaque organe en forme de conduit comporte une soupape de purge située entre ses extrémités.
D'autres caractéristiques et avantages appa-
raitront à la lecture de la description et dés revendi-
cations ci-après, ainsi qu'à l'examen des dessins an-
nexés qui illustrent une forme de réalisation de l'in-
vention; dans ces dessins: -
la figure 1 est une vue partielle en partie
en coupe et en partie en élévation illustrant la pré-
sente invention d'une manière schématique; et
la figure 2 est une vue partielle principale-
ment en élévation prise suivant la ligne 2-2 de la fi-
gure 1.
Dans sa forme de réalisation préférée, la pré-
sente invention est utilisée sur un réacteur à double flux axial et à deux rotors, par exemple, lé modèle "JT 9 D" fabriqué par le "Pratt & Whitney Aircraft Group of United Technologies Corporation" mentionné ici à
titre de référence.
Pour des raisons de commodité et de simplici-
té, les détails du réacteur sont omis dans la présente
spécification et, afin de comprendre la présente inven-
tion, il suffit de mentionner que le compresseur à bas-
se pression désigné d'une manière générale par le chif-
fre de référence 2 est entraîné par la turbine à basse pression (non représentée), tandis que le compresseur à haute pression 4 est-entraîné par la turbine à haute pression (non représentée) Comme on peut le constater
en figure 1, les aubes mobiles 6 du compresseur à hau-
te pression sont disposées angulairement par rapport aux aubes mobiles 8 du compresseur à basse pression
et, de la même manière, la paroi d'amont 10 définis-
sant le carter pour le compresseur à basse pression est disposé angulairement (sous un angle relativement aigu) par rapport à la paroi d'aval 12 définissant le carter
pour le compresseur à haute pression D'après la fi-
gre 1, on comprendra également que les parois d'amont et d'aval sont espacées axialement l'une de l'autre
afin de définir un conduit annulaire 14.
1 S Comme on peut le constater d'après ce qui pré-
cède, le conduit 14 s'étend circonférentiellement en
suivant le parcours défini par la configuration des pa-
rois espacées 10 et 12 et il est en communication avec
l'écoulement d'air central du réacteur Plusieurs pas-
sages 16 espacés circonférentiellement (dont un est re-
présenté) s'étendent vers l'extérieur depuis le conduit 14 jusqu'a l'ouverture en forme de fenêtre 18 définie dans l'organe de carter intérieur du conduit de venti-_ lateur 20 Dans leur forme de réalisation préférées, les ouvertures 18 sont situées à proximité des aubes fixes de sortie 22 du conduit de-ventilateur et elles sont localisées spécifiquement à proximité immédiate de l'intrados des aubes fixes 22 qui s'étend entre la
paroi intérieure 24 et la paroi extérieure 25.
Des aubes de turbulence angulaires 26 sont es-
pacées circonférentiellement dans le conduit 14 à l'en-
trée de ce dernier et elles sont inclinées par rapport
à l'écoulement tourbillonnaire pénétrant dans ce con-
duit à partir du dernier étage de compression du com-
presseur à basse pression, de telle sorte que l'angle de cet écoulement tourbillonnaire soit égal à l'angle des déflecteurs 26 Des déflecteurs de turbulence 28 sont disposés à proximité des ouvertures 18 en vue de diriger l'air de purge déchargé dans le courant du ventilateur sous un angle prédéterminé. Une soupape appropriée du type fonctionnant par tout ou par rien désignée d'une manière générale
par le chiffre de référence 30 sert à régler l'écoule-
ment à travers le conduit 14 dans le but de purger le
compresseur pour le mode opératoire empêchant un blo-
cage de ce dernier Le mécanisme de mise en action
illustré schématiquement est solidarisé à une comman-
de du type fonctionnant par tout ou par rien Cnon re-
présentée) qui peut être un commutateur déclenché par
un opérateur ou un signal émis par la commande de car-
burant et qui sert à positionner-l'élément annulaire 32
en vue de couper l'écoulement vers le passage 16 Evi-
demment, chacun des passages 16 pourrait être contrôlé
de la même manière.
Au cours de la mise en service, dans la posi-
tion illustrée en figure l, à l'enveloppe opératoire o l'on désire purger la partie centrale du réacteur, par exemple, dans des conditions d'inversion-de poussée,
le mélange d'air et d'impuretés pénètre dans le par-
cours d'écoulement du compresseur et il est centrifugé
vers l'extérieur par l'écoulement tourbillonnaire à me-
sure que l'air de la partie centrale du réacteur passe
à travers les rangées d'aubes fixes et d'aubes mobiles.
Etant donné que les impuretés sont plus lourdes que l'air, elles ont tendance à suivre la paroi extérieure et à pénétrer dans le conduit circonférentiel 14 Les impuretés traversent le conduit et pénètrent dans le passage 16 duquel elles s'écoulent dans le passage du ventilateur (en aval de ce dernier) en étant orientées, par rapport à l'écoulement de décharge du ventilateur, sous un angle choisi pour minimiser l'interférence
lors d'un contact.
En canalisant l'air de purge de cette manière, non seulement la fonction consistant à-empêcher une surpression est assurée, mais cette fonction est à pré-
sent également combinée avec la fonction de dépoussié-
rage En outre, la présente invention offre les au-
tres avantages mentionnés ci-après.
Les ouvertures 18 sont situées près de l'in-
trados de chaque aube fixe 22, entraînant ainsi une perturbation aérodynamique minimum La soupape de
purge est fortement inclinée dans le parcours d'écoule-
ment à la jonction o la paroi d'aval 12 forme-un angle
par rapport à la paroi d'amont 10, ce changement d'an-
gle abrupt permettant de séparer les impuretés du par-
cours d'écoulement La localisation de la sortie de purge 18 dans le passage défini entre les aubes fixes
22 nécessite l'utilisation d'un système qui rend aveu-
gle chaque ouverture de décharge afin d'empêcher une recirculation qui, dans d'autres conditions, pourrait se produire suite à une déformation provoquée par un
pylône (non représenté), le placement de l'élément an-
nulaire de soupape 32 entre la décharge et l'entrée
servant à isoler la sortie.
Il est entendu que l'invention n'est pas limi-
tée à la forme de réalisation particulière illustrée et décrite ici, mais que diverses modifications peuvent
y être apportées sans se départir de l'esprit et du ca-
dre de son nouveau concept tel qu'il est défini par les
revendications ci-après.
-6-
Claims (3)
1 Système combiné de dépoussiérage et de purge con-
tre les surpressions pour la partie centrale d'un réacteur à double flux du type comprenant des compresseurs à flux axial et à deux rotors, un conduit annulaire ( 14) défini dans la paroi extérieure de la partie centrale du réacteur à proximité de la jonction o le rotor du compresseur à basse pression ( 2) se termine et o le rotor du compresseur à haute pression ( 4) commence afin d'acheminer l'air de
compresseur de la partie centrale du réacteur dans plu-
sieurs passages ( 16) s'étendant radialement et espacés circonférentiellement, le ventilateur comportant une paroi intérieure ( 24) et une paroi extérieure ( 25) définissant un conduit de décharge ( 20) de ventilateur, plusieurs aubes fixes ( 22) disposées circonférentiellement dans ce conduit de décharge ( 20) de ventilateur et s'étendant entre les parois intérieure et extérieure précitées ( 24,25), ainsi
que plusieurs ouvertures ( 18) ménagées dans la paroi inté-
rieure ( 24) à proximité de l'intrados des aubes fixes ( 22)
et communiquant avec chacun des passages ( 16) espacés cir-
conférentiellement en vue de décharger l'air de compresseur
de la partie centrale du réacteur dans le courant de dé-
charge du ventilateur à proximité de l'intrados des aubes fixes ( 22), un élément destiné à diriger l'air de compres seur de la partie centrale du réacteur à une vitesse et dans une direction qui n'entravent pas l'écoulement de 1 ' air de décharge du ventilateur, ainsi qu'une soupape ( 30)
montée dans chacun des passages précités ( 16) pour permet-
tre et empêcher l'écoulement à travers chacun de ces pas-
sages.
2 Système combiné de dépoussiérage et de purge con-
tre les surpressions suivant la revendication 1, caractéri-
sé en ce qu'il comprend des aubes de turbulence angulaires
( 26) montées dans le conduit annulaire ( 14) précité et-
orientées dans une direction étudiée de telle sorte que leur angle soit égal à celui de l'écoulement tourbillonnaire
pénétrant dans ce conduit ( 14).
3 Système combiné de dépoussiérage et de purge con-
tre les surpressions suivant la revendication 2, caracté-
7 - risé en ce qu'il comprend des déflecteurs de turbulence ( 28) disposés à l'extrémité de sortie des passages précités
( 16) en vue de diriger l'écoulement de sortie dans une di-
rection prédéterminée par rapport à l'écoulement de dé-
charge du ventilateur.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/330,760 US4463552A (en) | 1981-12-14 | 1981-12-14 | Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2518169A1 true FR2518169A1 (fr) | 1983-06-17 |
FR2518169B1 FR2518169B1 (fr) | 1985-11-15 |
Family
ID=23291206
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR8220822A Expired FR2518169B1 (fr) | 1981-12-14 | 1982-12-13 | Systeme de depoussierage et de purge de surpression combine pour un reacteur a double flux |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4463552A (fr) |
JP (1) | JPS58106134A (fr) |
DE (1) | DE3243279A1 (fr) |
FR (1) | FR2518169B1 (fr) |
GB (1) | GB2111601B (fr) |
IT (1) | IT1156141B (fr) |
SE (1) | SE453417B (fr) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0146487A1 (fr) * | 1983-12-16 | 1985-06-26 | United Technologies Corporation | Système d'échange de chaleur |
EP0298015A2 (fr) * | 1987-06-29 | 1989-01-04 | United Technologies Corporation | Assemblage d'une soupape d'une roue directrice pour une machine à rotor |
EP0374004A1 (fr) * | 1988-12-15 | 1990-06-20 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Vanne de décharge de compresseur de turboréacteur |
FR2659690A1 (fr) * | 1990-03-19 | 1991-09-20 | Gen Electric | Procede et dispositif pour expulser des matieres depuis la voie de l'ecoulement de cóoeur dans la voie d'ecoulement de derivation d'un moteur. |
FR2692936A1 (fr) * | 1992-06-25 | 1993-12-31 | Gen Electric | Appareil et procédé pour la canalisation d'air dans un turbomoteur. |
FR2926337A1 (fr) * | 2008-01-14 | 2009-07-17 | Snecma Sa | Aube directrice de sortie pour un turboreacteur d'avion et turboreacteur comportant cette aube |
FR3018096A1 (fr) * | 2014-03-03 | 2015-09-04 | Snecma | Conduit de decharge pour une turbomachine |
FR3129442A1 (fr) * | 2021-11-24 | 2023-05-26 | Safran Aircraft Engines | Compresseur centrifuge muni d’un dispositif d’extraction de particules ingérées |
Families Citing this family (78)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH663254A5 (de) * | 1983-06-06 | 1987-11-30 | Jakob Huber | Gasturbinen-triebwerk mit kohlenstaubfeuerung. |
US4715779A (en) * | 1984-12-13 | 1987-12-29 | United Technologies Corporation | Bleed valve for axial flow compressor |
US4698964A (en) * | 1985-09-06 | 1987-10-13 | The Boeing Company | Automatic deflector for a jet engine bleed air exhaust system |
US4896510A (en) * | 1987-02-06 | 1990-01-30 | General Electric Company | Combustor liner cooling arrangement |
US5059093A (en) * | 1990-06-07 | 1991-10-22 | United Technologies Corporation | Compressor bleed port |
CA2062887A1 (fr) * | 1991-04-22 | 1992-10-23 | Franklin E. Miller | Echangeur de chaleur |
US5201801A (en) * | 1991-06-04 | 1993-04-13 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine particle separator |
GB2259328B (en) * | 1991-09-03 | 1995-07-19 | Gen Electric | Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter |
US5515673A (en) * | 1991-10-23 | 1996-05-14 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A" | Device for controlling the opening and closing of discharge valves of a turbojet engine |
US5211003A (en) * | 1992-02-05 | 1993-05-18 | General Electric Company | Diffuser clean air bleed assembly |
DE4326799A1 (de) * | 1993-08-10 | 1995-02-16 | Abb Management Ag | Vorrichtung zur Sekundärluftentnahme aus einem Axialverdichter |
US5623820A (en) * | 1995-02-03 | 1997-04-29 | The Boeing Company | Flow control apparatus for gas turbine engine installation pressure relief doors |
DE19632038A1 (de) * | 1996-08-08 | 1998-02-12 | Asea Brown Boveri | Vorrichtung zur Abscheidung von Staubpartikeln |
US6179943B1 (en) | 1997-07-30 | 2001-01-30 | The Boeing Company | Method for forming a composite acoustic panel |
US6129311A (en) * | 1997-07-30 | 2000-10-10 | The Boeing Company | Engine nacelle outer cowl panel with integral track fairings |
US6173807B1 (en) | 1998-04-13 | 2001-01-16 | The Boeing Company | Engine nacelle acoustic panel with integral wedge fairings and an integral forward ring |
US5975237A (en) * | 1997-07-30 | 1999-11-02 | The Boeing Company | Reinforcing structure for engine nacelle acoustic panel |
DE19959596A1 (de) * | 1999-12-10 | 2001-06-13 | Rolls Royce Deutschland | Abblaseventil eines Verdichters, insbesondere für ein Zweistrahl-Flugtriebwerk |
FR2823532B1 (fr) * | 2001-04-12 | 2003-07-18 | Snecma Moteurs | Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee |
US6565313B2 (en) * | 2001-10-04 | 2003-05-20 | United Technologies Corporation | Bleed deflector for a gas turbine engine |
GB0206880D0 (en) * | 2002-03-23 | 2002-05-01 | Rolls Royce Plc | A vane for a rotor arrangement for a gas turbine engine |
US6755025B2 (en) | 2002-07-23 | 2004-06-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pneumatic compressor bleed valve |
US7147426B2 (en) * | 2004-05-07 | 2006-12-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shockwave-induced boundary layer bleed |
JP4279245B2 (ja) * | 2004-12-06 | 2009-06-17 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービンエンジン |
WO2006091138A1 (fr) * | 2005-02-25 | 2006-08-31 | Volvo Aero Corporation | Structure de purge pour passage de purge dans un moteur a turbine a gaz |
US7581397B2 (en) * | 2005-08-26 | 2009-09-01 | Honeywell International Inc. | Diffuser particle separator |
US7387489B2 (en) * | 2005-10-17 | 2008-06-17 | Honeywell International Inc. | Bleed valve outlet flow deflector |
US7624581B2 (en) * | 2005-12-21 | 2009-12-01 | General Electric Company | Compact booster bleed turbofan |
US20080044273A1 (en) * | 2006-08-15 | 2008-02-21 | Syed Arif Khalid | Turbomachine with reduced leakage penalties in pressure change and efficiency |
US20080046407A1 (en) * | 2006-08-16 | 2008-02-21 | Microsoft Corporation | Application search interface |
GB0617769D0 (en) * | 2006-09-09 | 2006-10-18 | Rolls Royce Plc | An engine |
US8826641B2 (en) * | 2008-01-28 | 2014-09-09 | United Technologies Corporation | Thermal management system integrated pylon |
GB0809336D0 (en) | 2008-05-23 | 2008-07-02 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine arrangement |
FR2931886B1 (fr) * | 2008-05-29 | 2011-10-14 | Snecma | Collecteur d'air dans une turbomachine. |
GB2467120B (en) * | 2009-01-21 | 2013-05-15 | Rolls Royce Plc | A gas Turbine engine |
GB2467121B (en) * | 2009-01-21 | 2011-03-30 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
US20110265490A1 (en) * | 2010-04-30 | 2011-11-03 | Kevin Samuel Klasing | Flow mixing vent system |
US20110274537A1 (en) * | 2010-05-09 | 2011-11-10 | Loc Quang Duong | Blade excitation reduction method and arrangement |
US20120070271A1 (en) | 2010-09-21 | 2012-03-22 | Urban Justin R | Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events |
GB201015743D0 (en) * | 2010-09-21 | 2010-10-27 | Rolls Royce Plc | Bleed valve |
US8935926B2 (en) | 2010-10-28 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Centrifugal compressor with bleed flow splitter for a gas turbine engine |
FR2982588B1 (fr) * | 2011-11-10 | 2013-11-22 | Aircelle Sa | Panneau composite a ecope de prelevement integree |
US8430202B1 (en) | 2011-12-28 | 2013-04-30 | General Electric Company | Compact high-pressure exhaust muffling devices |
DE102012007130A1 (de) | 2012-04-10 | 2013-10-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbine mit einem Entlastungskanal in einem Leitschaufelfußelement eines Nebenstromkanals |
US8511096B1 (en) | 2012-04-17 | 2013-08-20 | General Electric Company | High bleed flow muffling system |
US9399951B2 (en) | 2012-04-17 | 2016-07-26 | General Electric Company | Modular louver system |
US8550208B1 (en) | 2012-04-23 | 2013-10-08 | General Electric Company | High pressure muffling devices |
US9638201B2 (en) * | 2012-06-20 | 2017-05-02 | United Technologies Corporation | Machined aerodynamic intercompressor bleed ports |
US9528391B2 (en) * | 2012-07-17 | 2016-12-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine outer case with contoured bleed boss |
US20140338360A1 (en) * | 2012-09-21 | 2014-11-20 | United Technologies Corporation | Bleed port ribs for turbomachine case |
US9879599B2 (en) * | 2012-09-27 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Nacelle anti-ice valve utilized as compressor stability bleed valve during starting |
US9328735B2 (en) * | 2012-09-28 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Split ring valve |
US9518513B2 (en) | 2012-10-12 | 2016-12-13 | General Electric Company | Gas turbine engine two degree of freedom variable bleed valve for ice extraction |
US9982598B2 (en) | 2012-10-22 | 2018-05-29 | General Electric Company | Gas turbine engine variable bleed valve for ice extraction |
US9541003B2 (en) | 2013-02-23 | 2017-01-10 | Rolls-Royce Corporation | Air particle separator |
WO2014143296A1 (fr) * | 2013-03-14 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Diviseur pour collecteur de prélèvement d'air |
US9623354B2 (en) | 2013-11-21 | 2017-04-18 | General Electric Company | System for extracting matter through variable bleed valves in turbines |
US9835043B2 (en) * | 2014-10-01 | 2017-12-05 | United Technologies Corporation | Guided binding-resistant actuation apparatus and method |
US10352248B2 (en) | 2014-10-01 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Synchronized air modulating system |
US10837313B2 (en) * | 2014-12-15 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engines with heated cases |
US9909497B2 (en) * | 2015-05-07 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Combined stability and customer bleed with dirt, water and ice rejection |
US10287992B2 (en) | 2015-08-26 | 2019-05-14 | General Electric Company | Gas turbine engine hybrid variable bleed valve |
US10196982B2 (en) | 2015-11-04 | 2019-02-05 | General Electric Company | Gas turbine engine having a flow control surface with a cooling conduit |
US10995666B2 (en) | 2015-11-13 | 2021-05-04 | General Electric Company | Particle separators for turbomachines and method of operating the same |
JP6689105B2 (ja) * | 2016-03-14 | 2020-04-28 | 三菱重工業株式会社 | 多段軸流圧縮機及びガスタービン |
US10208676B2 (en) | 2016-03-29 | 2019-02-19 | General Electric Company | Gas turbine engine dual sealing cylindrical variable bleed valve |
US10208628B2 (en) | 2016-03-30 | 2019-02-19 | Honeywell International Inc. | Turbine engine designs for improved fine particle separation efficiency |
US20180135516A1 (en) | 2016-11-16 | 2018-05-17 | Honeywell International Inc. | Scavenge methodologies for turbine engine particle separation concepts |
US10934943B2 (en) | 2017-04-27 | 2021-03-02 | General Electric Company | Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange |
US20190055889A1 (en) * | 2017-08-17 | 2019-02-21 | United Technologies Corporation | Ducted engine compressor bleed valve architecture |
US10816014B2 (en) | 2018-07-25 | 2020-10-27 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for turbine engine particle separation |
US11261800B2 (en) | 2018-10-24 | 2022-03-01 | Raytheon Technologies Corporation | Adaptive bleed schedule in a gas turbine engine |
US11125168B2 (en) | 2018-10-24 | 2021-09-21 | Raytheon Technologies Corporation | Dirt mitigation in a gas turbine engine |
FR3094043B1 (fr) * | 2019-03-18 | 2022-07-08 | Safran Aircraft Engines | Prélèvement de puissance sur corps BP et système d’évacuation de débris |
US11713722B2 (en) | 2020-05-08 | 2023-08-01 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine compressor particulate offtake |
US11585269B1 (en) | 2022-05-06 | 2023-02-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus for removing particulate matter from bleed gas |
US11821363B1 (en) | 2022-05-06 | 2023-11-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus for removing particulate matter from bleed gas and gas turbine engine including same |
US11731778B1 (en) | 2022-05-13 | 2023-08-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus for removing particulate matter from bleed gas |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1232667A (fr) * | 1958-08-05 | 1960-10-11 | Rolls Royce | Soupape annulaire |
DE1428228A1 (de) * | 1963-10-14 | 1969-01-09 | Rolls Royce | Verdichter |
FR2209044A1 (fr) * | 1972-09-27 | 1974-06-28 | Mtu Muenchen Gmbh | |
FR2359982A1 (fr) * | 1976-07-28 | 1978-02-24 | Snecma | Valve de mise en communication de deux espaces separes par une paroi |
WO1980000729A1 (fr) * | 1978-10-05 | 1980-04-17 | Alsthom Atlantique | Grille d'aubes pour turbine |
GB2110762A (en) * | 1981-11-27 | 1983-06-22 | Gen Electric | Gas turbine engine for a v/stol aircraft |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2986231A (en) * | 1957-02-11 | 1961-05-30 | United Aircraft Corp | Compressed air bleed and separation |
US3108767A (en) * | 1960-03-14 | 1963-10-29 | Rolls Royce | By-pass gas turbine engine with air bleed means |
GB936635A (en) * | 1961-04-21 | 1963-09-11 | Rolls Royce | Multi-stage axial-flow compressor |
US3680309A (en) * | 1969-09-25 | 1972-08-01 | Garrett Corp | Two-spool auxiliary power unit and control means |
US3638428A (en) * | 1970-05-04 | 1972-02-01 | Gen Electric | Bypass valve mechanism |
US4055946A (en) * | 1976-03-29 | 1977-11-01 | United Technologies Corporation | Twin-spool gas turbine power plant with means to spill compressor interstage airflow |
US4086761A (en) * | 1976-04-26 | 1978-05-02 | The Boeing Company | Stator bypass system for turbofan engine |
GB2014663B (en) * | 1978-02-18 | 1982-05-06 | Rolls Royce | Gas turbine ducted fan engine |
-
1981
- 1981-12-14 US US06/330,760 patent/US4463552A/en not_active Expired - Lifetime
-
1982
- 1982-11-19 GB GB08233046A patent/GB2111601B/en not_active Expired
- 1982-11-23 DE DE19823243279 patent/DE3243279A1/de active Granted
- 1982-11-26 SE SE8206769A patent/SE453417B/sv not_active IP Right Cessation
- 1982-11-29 JP JP57209198A patent/JPS58106134A/ja active Granted
- 1982-12-13 FR FR8220822A patent/FR2518169B1/fr not_active Expired
- 1982-12-14 IT IT24728/82A patent/IT1156141B/it active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1232667A (fr) * | 1958-08-05 | 1960-10-11 | Rolls Royce | Soupape annulaire |
DE1428228A1 (de) * | 1963-10-14 | 1969-01-09 | Rolls Royce | Verdichter |
FR2209044A1 (fr) * | 1972-09-27 | 1974-06-28 | Mtu Muenchen Gmbh | |
FR2359982A1 (fr) * | 1976-07-28 | 1978-02-24 | Snecma | Valve de mise en communication de deux espaces separes par une paroi |
WO1980000729A1 (fr) * | 1978-10-05 | 1980-04-17 | Alsthom Atlantique | Grille d'aubes pour turbine |
GB2110762A (en) * | 1981-11-27 | 1983-06-22 | Gen Electric | Gas turbine engine for a v/stol aircraft |
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0146487A1 (fr) * | 1983-12-16 | 1985-06-26 | United Technologies Corporation | Système d'échange de chaleur |
EP0298015A2 (fr) * | 1987-06-29 | 1989-01-04 | United Technologies Corporation | Assemblage d'une soupape d'une roue directrice pour une machine à rotor |
EP0298015A3 (en) * | 1987-06-29 | 1989-07-05 | United Technologies Corporation | Stator valve assembly for a rotary machine |
EP0374004A1 (fr) * | 1988-12-15 | 1990-06-20 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Vanne de décharge de compresseur de turboréacteur |
FR2640685A1 (fr) * | 1988-12-15 | 1990-06-22 | Snecma | Vanne de decharge de compresseur de turboreacteur |
US5044153A (en) * | 1988-12-15 | 1991-09-03 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Turbojet compressor blow off valves with water collecting and discharge means |
FR2659690A1 (fr) * | 1990-03-19 | 1991-09-20 | Gen Electric | Procede et dispositif pour expulser des matieres depuis la voie de l'ecoulement de cóoeur dans la voie d'ecoulement de derivation d'un moteur. |
US5123240A (en) * | 1990-03-19 | 1992-06-23 | General Electric Co. | Method and apparatus for ejecting foreign matter from the primary flow path of a gas turbine engine |
FR2692936A1 (fr) * | 1992-06-25 | 1993-12-31 | Gen Electric | Appareil et procédé pour la canalisation d'air dans un turbomoteur. |
FR2926337A1 (fr) * | 2008-01-14 | 2009-07-17 | Snecma Sa | Aube directrice de sortie pour un turboreacteur d'avion et turboreacteur comportant cette aube |
FR3018096A1 (fr) * | 2014-03-03 | 2015-09-04 | Snecma | Conduit de decharge pour une turbomachine |
FR3129442A1 (fr) * | 2021-11-24 | 2023-05-26 | Safran Aircraft Engines | Compresseur centrifuge muni d’un dispositif d’extraction de particules ingérées |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2111601B (en) | 1984-11-28 |
US4463552A (en) | 1984-08-07 |
FR2518169B1 (fr) | 1985-11-15 |
JPS58106134A (ja) | 1983-06-24 |
DE3243279C2 (fr) | 1992-02-27 |
GB2111601A (en) | 1983-07-06 |
SE453417B (sv) | 1988-02-01 |
JPH0413526B2 (fr) | 1992-03-10 |
DE3243279A1 (de) | 1983-06-23 |
SE8206769D0 (sv) | 1982-11-26 |
IT8224728A0 (it) | 1982-12-14 |
SE8206769L (sv) | 1983-06-15 |
IT1156141B (it) | 1987-01-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FR2518169A1 (fr) | Systeme de depoussierage et de purge de surpression combine pour un reacteur a double flux | |
CA2715209C (fr) | Ventilation d'une roue de turbine dans une turbomachine | |
EP1882815B1 (fr) | Turbomachine comprenant un système de refroidissement de la face aval d'un rouet de compresseur centrifuge | |
EP1785588B1 (fr) | Dispositif de ventilation de disque de turbine dans un moteur à turbine à gaz | |
EP2440746B1 (fr) | Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression | |
US7334982B2 (en) | Apparatus for scavenging lubricating oil | |
EP1881181B1 (fr) | Turbomachine | |
US20110047959A1 (en) | Air particle separator for a gas turbine engine | |
US6238179B1 (en) | Centrifugal compressor | |
FR2682716A1 (fr) | Dispositif de transfert de flux d'air de refroidissement dans un moteur a turbine a gaz. | |
EP1526253B1 (fr) | Dispositif de joint à labyrinthe pour moteur à turbine à gaz | |
JP2001065367A (ja) | タービンにおける回転部品を冷却するための装置及び方法 | |
CN1182466A (zh) | 汽轮机用的水分排除槽 | |
CA2420709A1 (fr) | Compresseur helico-centrifuge et centrifuge pour turbine a gaz | |
GB2126663A (en) | Turbocharger casing arrangement | |
FR2460390A1 (fr) | Diffuseur pour moteur a turbine a gaz | |
EP3698022A1 (fr) | Dispositif et procede de refroidissement d'une turbine basse pression dans une turbomachine | |
CN102705254B (zh) | 用于引导漏出空气的系统及方法 | |
US6361270B1 (en) | Centrifugal pump for a gas turbine engine | |
FR2549310A1 (fr) | Combinaison d'un diffuseur de ventilateur et d'un collecteur de gaz pour systemes de refroidissement de machines dynamoelectriques | |
EP3880939B1 (fr) | Étanchéité entre une roue mobile et un distributeur d'une turbomachine | |
NO311313B1 (no) | Fremgangsmåte for en turbin og en slik turbin | |
EP1504178B1 (fr) | Turboreacteur avec un carenage stator dans une cavite interne | |
FR3127521A1 (fr) | Carter d’injection d’air de refroidissement pour turbine de turbomachine | |
FR2926337A1 (fr) | Aube directrice de sortie pour un turboreacteur d'avion et turboreacteur comportant cette aube |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
ST | Notification of lapse |