[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

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 PDF

Info

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
Application number
FR8220822A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2518169B1 (fr
Inventor
Richard James Monhardt
Louis Kudlacik
John Pentti Nikkanen
Juri Niiler
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of FR2518169A1 publication Critical patent/FR2518169A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2518169B1 publication Critical patent/FR2518169B1/fr
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, 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
    • F02C7/04Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/05Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
    • F02C7/052Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with dust-separation devices
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/32Collecting of condensation water; Drainage ; Removing solid particles
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16Control of working fluid flow
    • F02C9/18Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02Plants 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
    • F02K3/04Plants 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
    • F02K3/075Plants 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
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02Surge control
    • F04D27/0207Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/0215Arrangements therefor, e.g. bleed or by-pass valves
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02Surge control
    • F04D27/0207Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/023Details or means for fluid extraction
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/545Ducts
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/70Suction 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)

REVENDICATIONS
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.
FR8220822A 1981-12-14 1982-12-13 Systeme de depoussierage et de purge de surpression combine pour un reacteur a double flux Expired FR2518169B1 (fr)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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