RU2444638C2 - Противообледенительная система входного конуса авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents
Противообледенительная система входного конуса авиационного газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2444638C2 RU2444638C2 RU2007110423/11A RU2007110423A RU2444638C2 RU 2444638 C2 RU2444638 C2 RU 2444638C2 RU 2007110423/11 A RU2007110423/11 A RU 2007110423/11A RU 2007110423 A RU2007110423 A RU 2007110423A RU 2444638 C2 RU2444638 C2 RU 2444638C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- turbine engine
- inlet cone
- icing
- support
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 20
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 14
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 13
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims description 10
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 7
- 239000003921 oil Substances 0.000 claims 5
- 239000000314 lubricant Substances 0.000 claims 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 3
- 239000004519 grease Substances 0.000 claims 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims 2
- 230000001050 lubricating effect Effects 0.000 claims 2
- 239000010729 system oil Substances 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 7
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 7
- 230000003134 recirculating effect Effects 0.000 description 6
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 4
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000004064 recycling Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/04—Hot gas application
-
- 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
- F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
-
- 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
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
-
- 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
- F02C7/047—Heating to prevent icing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к оборудованию летательных аппаратов. Противообледенительная система (2) входного конуса (4) авиационного турбинного двигателя содержит средства (18) воздушного диффузора, предназначенные для установки во входном конусе турбинного двигателя для подачи в него горячего воздуха. Система также содержит контур (20) удаления нагнетаемого воздуха из ограниченной полости-площадки турбинного двигателя. Контур соединен со средствами воздушного диффузора и снабжает их горячим воздухом. Авиационный турбинный двигатель выполнен с противообледенительной системой. Способ удаления обледенения с входного конуса характеризуется использованием противообледенительной системы. Группа изобретений направлена на улучшение рабочих характеристик двигателя. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение в целом относится к противообледенительной системе входного конуса авиационного турбинного двигателя, в частности турбореактивного или турбовинтового.
Изобретение относится как к турбинному двигателю, оснащенному такой противообледенительной системой входного конуса, так и непосредственно к способу удаления обледенения с входного конуса авиационного турбинного двигателя.
Предшествующий уровень техники
Специалистам в данной области техники известна противообледенительная система входного конуса турбинного двигателя, которая в основном базируется на принципе особого отбора воздуха в средней части компрессора высокого давления или на выходе из него, где формируется достаточно горячий воздух, позволяющий в дальнейшем решить задачу по удалению обледенения с конуса. В этом контексте следует отметить, что подобный отбор, как правило, не может быть выполнен на выходе из компрессора низкого давления ввиду слабого энергетического уровня воздуха, циркулирующего в этой части турбинного двигателя.
Может возникнуть необходимость включения в противообледенительную систему специально предназначенных для удаления обледенения конструктивных элементов отбора воздуха, в том числе воздуховодов, одной или нескольких систем герметизации или вентилей, регулирующих поступление воздуха.
Безусловно, крайне негативным моментом установки этих конструктивных элементов, специально предназначенных для удаления обледенения с входного конуса, является повышение себестоимости производства и увеличение веса.
Кроме того, следует уточнить, что особый отбор воздуха, осуществляемый в средней части компрессора высокого давления или на выходе из него, в значительной степени ухудшает общие рабочие характеристики турбинного двигателя.
Краткое изложение существа изобретения
Технической задачей настоящего изобретения является создание противообледенительной системы входного конуса авиационного турбинного двигателя, которая позволила бы устранить упоминавшиеся выше проблемы, связанные с использованием предшествующего уровня техники.
Поставленная задача согласно настоящему изобретению решена путем создания противообледенительной системы входного конуса авиационного турбинного двигателя, содержащей средства воздушного диффузора, предназначенные для установки во входном конусе турбинного двигателя и обеспечивающие подачу в него горячего воздуха. Согласно предлагаемому изобретению система содержит также контур для удаления нагнетаемого воздуха, по меньшей мере, из одной ограниченной полости-площадки турбинного двигателя, при этом контур соединен со средствами воздушного диффузора для подачи в них горячего воздуха.
Кроме того, предметом настоящего изобретения является также авиационный турбинный двигатель, снабженный противообледенительной системой, указанной выше.
Настоящее изобретение относится также к способу удаления обледенения с входного конуса авиационного турбинного двигателя. Согласно способу в средство воздушного диффузора, устанавливаемое во входном конусе турбинного двигателя, подается горячий воздух, поступающий из контура удаления нагнетаемого воздуха, по меньшей мере, из одной ограниченной полости-площадки турбинного двигателя.
Таким образом, характеристикой настоящего изобретения является использование принципа рециркуляции нагнетаемого воздуха из ограниченных полостей-площадок турбинного двигателя, поскольку этот горячий, обезжиренный воздух, поступающий из ограниченных полостей-площадок, используется для удаления обледенения с входного конуса турбинного двигателя. Следовательно, учитывается количество теплоты, образуемой в результате рассеивания тепла на уровне подшипников качения, устанавливаемых в ограниченных полостях-площадках, при этом во внимание принимается то, что это тепло выделяется непосредственно в воздух, энергетический уровень которого может повыситься и оказаться вполне достаточным для обеспечения удаления обледенения с входного конуса. Такое использование теплоты отличается от недостаточного уровня оптимизации, которая встречается в известных разработках, когда обезжиренный воздух, выходящий из ограниченных полостей-площадок, непосредственно отводился назад при помощи системы ведущих валов турбинного двигателя.
Более того, в настоящее время представляется возможным существенно упростить принципиальную схему турбинного двигателя, поскольку отсутствует необходимость сохранения специального контура для удаления воздуха, который используется в известных разработках и описание которого приведено выше. Действительно, теперь отбор воздуха, предназначенного для удаления обледенения с входного конуса, соответствует количеству отбираемого воздуха, предназначенного для нагнетания в ограниченные полости-площадки, что позволяет не использовать такие конструктивные элементы, как, например, воздуховоды, системы герметизации или вентили регулирования подачи воздуха. Эта характеристика преимущественно позволяет уменьшить себестоимость и общий вес турбинного двигателя.
С другой стороны, в результате рециркуляции нагнетаемого воздуха из ограниченных полостей-площадок удается добиться экономного расходования топлива и даже улучшить общие рабочие характеристики турбинного двигателя, поскольку больше нет необходимости осуществлять отбор воздуха, количество которого превышает количество воздуха, необходимого для нагнетания в ограниченные полости-площадки. В связи с этим следует отметить, что рециркуляция, осуществляемая согласно настоящему изобретению, имеет и другие преимущества. В частности, отбор общего воздуха может осуществляться на выходе из компрессора низкого давления, а не в средней части компрессора высокого давления или на выходе из него, где отбор воздуха наносит больше вреда.
Такое техническое решение позволит постоянно удалять обледенение на входном конусе, даже в случае отсутствия изморози, и не снижать при этом коэффициент полезного действия турбинного двигателя. Следовательно, отсутствует необходимость прохождения рециркулирующего воздуха через специальный вентиль регулирования поступающего воздуха перед тем, как он попадет в средства воздушного диффузора, предназначенные для установки во входном конусе, что значительно повышает надежность удаления обледенения.
Предпочтительно, чтобы контур удаления нагнетаемого воздуха, по меньшей мере, из одной ограниченной полости-площадки турбинного двигателя содержал канал первичного воздуха, который, по меньшей мере, частично размещался бы внутри системы ведущих валов турбинного двигателя, при этом данный канал первичного воздуха был ориентирован параллельно продольной оси турбинного двигателя с центром предпочтительно на продольной оси. Можно предположить, что этот канал первичного воздуха будет, по меньшей мере, частично образован каналом, который обычно располагается внутри системы ведущих валов, при этом канал называется «центром воздушного потока» или каналом удаления газов из ограниченных полостей-площадок. Однако этот канал может быть также образован, частично или полностью, полым участком системы ведущих валов, в частности, полым участком, располагаемым глубже всего в вале низкого давления, который, как правило, служит для размещения вышеупомянутого «центра воздушного потока».
Предпочтительно, чтобы передний край канала первичного воздуха соединялся со средствами воздушных диффузоров, располагаемых во входном конусе турбинного двигателя, а задний перекрытый край преимущественно размещался рядом с задним краем ведущего вала низкого давления системы ведущих валов.
Предпочтительно также, чтобы канал первичного воздуха по всей длине имел по существу круглое и одинаковое поперечное сечение, которое бы обеспечивало истечение в достаточной степени горячего воздуха.
Предпочтительно, чтобы контур удаления нагнетаемого воздуха, по меньшей мере, из одной ограниченной полости-площадки турбинного двигателя соединялся с передней ограниченной полостью-площадкой и задней ограниченной полостью-площадкой турбинного двигателя. Возможно, чтобы контур удаления нагнетаемого воздуха, по меньшей мере, из одной ограниченной полости-площадки соединялся только с одной из двух упомянутых ограниченных полостей-площадок, оставаясь при этом в рамках данного изобретения.
Контур удаления нагнетаемого воздуха предпочтительно содержит, по меньшей мере, одну систему маслоотделения, расположенную в передней и задней ограниченных полостях-площадках, при этом каждая система маслоотделения соединена с каналом первичного воздуха отводящей части цепи.
Наконец, приведем иллюстрирующий изобретение пример, в котором средства воздушного диффузора содержат канал подачи воздуха, задний край которого соединен с трубой удаления нагнетаемого воздуха, а передний край расположен на уровне верхней точки вспомогательного конуса, ограничивающего вместе с входным конусом турбинного двигателя пространство, через которое предполагается прохождение горячего воздуха для удаления обледенения. Вместе с тем следует уточнить, что для осуществления настоящего изобретения могут использоваться все известные специалистам типы средств воздушного диффузора, которые можно было бы разместить во входном конусе.
Краткое описание чертежей
Другие преимущества и характеристики настоящего изобретения поясняются приводимым ниже подробным описанием, которое не носит ограничительного характера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает продольный разрез передней части турбинного двигателя, снабженного противообледенительной системой входного конуса, согласно изобретению;
фиг.2 - часть продольного разреза, показанного на фиг.1, согласно изобретению;
фиг.3 - продольный разрез задней части турбинного двигателя, изображенного на фиг.1, согласно изобретению.
Описание предпочтительных вариантов осуществления предлагаемого изобретения
На фиг.1 представлена передняя часть авиационного турбинного двигателя 1, снабженная противообледенительной системой 2 входного конуса согласно предпочтительному варианту настоящего изобретения. При этом турбинный двигатель 1, в частности турбореактивный двигатель, также является объектом настоящего изобретения.
Передняя часть турбинного двигателя 1 содержит (по направлению прохождения воздуха из передней в заднюю часть турбинного двигателя, обозначенному стрелкой 6 и параллельному продольной оси 7 турбинного двигателя) входной конус 4, воздуходувку 8, компрессор 10 низкого давления и компрессор 12 высокого давления.
Кроме того, турбинный двигатель содержит систему 14 ведущих валов, состоящую из множества концентричных, установленных на оси 7 валов, основной функцией которых является обеспечение вращения вращающихся конструктивных элементов турбинного двигателя. Система 14 ведущих валов, как правило, содержит ведущий вал 16 низкого давления, соединяющий компрессор 10 низкого давления с турбиной низкого давления (на фиг.1 не показана) турбинного двигателя. Ведущий вал 16 низкого давления по существу проходит от одного края турбинного двигателя к другому и обычно представляет собой вал, расположенный глубже всего внутри системы 14 валов. Более того, он, как правило, полый, что позволяет, в соответствии с одной из характеристик изобретения, размещать внутри него часть противообледенительной системы 2.
Действительно, противообледенительная система 2 входного конуса 4 содержит, в основном, средства 18 воздушного диффузора, предназначенные для установки во входном конусе 4, для подачи в него горячего воздуха, а также трубу 20 удаления нагнетаемого воздуха, по меньшей мере, из одной ограниченной полости-площадки турбинного двигателя, при этом этот воздуховод 20 расположен перед средствами 18 воздушного диффузора, с которыми он соединяется, как это наглядно показано на фиг.1.
В описываемом варианте средства 18 воздушного диффузора содержат трубу 24 подачи воздуха, установленную соосно оси 7, задний конец 24а которой прикреплен к трубе удаления нагнетаемого воздуха 20, а передний конец 24b расположен на уровне верхней точки вспомогательного конуса 26, который размещен сзади и внутри относительно конуса 4. Вспомогательный конус 26 вместе с конусом 4 ограничивает пространство, через которое предполагается прохождение горячего воздуха, предназначенного для удаления обледенения. Таким образом, горячий воздух, выходящий через передний конец 24b трубы 24, перемещается назад, а затем в радиальном направлении наружу, заполняя пространство 28, имеющее фактически коническую форму и используемое для удаления обледенения, а затем удаляется из турбинного двигателя через отверстия, расположенные по краям задней части конуса 4 (показано на фиг.1 стрелками 30).
Труба 20 для удаления нагнетаемого воздуха, по меньшей мере, из одной ограниченной полости-площадки турбинного двигателя содержит канал 32 первичного воздуха, размещенный внутри системы ведущих валов 14. Центр канала 32 первичного воздуха расположен на продольной оси 7, при этом его передний конец 32а крепится к заднему концу 24а трубы 24, входящей в состав средства 18 воздушного диффузора.
Канал 32 первичного воздуха, поперечное сечение которого преимущественно имеет по существу круглую форму и одинаковые размеры вдоль всей длины, вытянут предпочтительно до заднего конца (на фиг.1 не показан) вала 16 низкого давления. Более того, предусматривается, что его большую часть представляет воздуховод, называемый «центром воздушного потока», который жестко крепится внутри продольной полости 34, выполненной внутри вала 16 низкого давления, и имеет одинаковое, круглое поперечное сечение, обеспечивающее полное заполнение данного канала и беспрепятственное прохождение воздуха в направлении передней части. Наиболее отчетливо это показано на фиг.3. Следует отметить, что лишь незначительный участок, расположенный в задней части канала 32 первичного воздуха, представлен частью полости 34 вала 16, размещенной в задней части продолжения воздуховода «центра воздушного потока», который эффективно использует задний конец 35, расположенный перед заглушкой 36, закрывающей задний конец 32b канала первичного воздуха 32. Кроме того, заглушка 36 граничит на уровне заднего конца 16b вала 16 низкого давления, и в данном случае можно говорить о том, что два конца 16b и 32b расположены очень близко друг к другу и фактически соприкасаются.
На фиг.2 представлена более подробно передняя часть турбинного двигателя 1, где показаны две передние ограниченные полости-площадки 22а, 22b турбинного двигателя, расположенные соосно оси 7 и смещенные одна относительно другой по стрелке 6. Как известно специалистам, каждая ограниченная полость-площадка турбинного двигателя содержит, по меньшей мере, систему подшипника качения и закрыта при помощи множества систем герметизации воздуха (масла) типа лабиринтного уплотнения или аналогичного типа.
Таким образом, расположенная впереди передняя ограниченная полость-площадка 22а содержит две системы подшипника 40, 42 качения, устанавливаемые, соответственно, на краю передней системы 44 герметизации и задней системы 46 герметизации, которые закрывают эту ограниченную полость. На уровне каждой из двух систем 44, 46 герметизации предусматривается принудительное нагнетание воздуха внутрь ограниченной полости 22а, чтобы не допустить просачивания содержащегося внутри этой ограниченной полости 22а масла через системы 44, 46 воздушной (масляной) герметизации. Например, воздух, подаваемый на уровне систем 44, 46 и обычно называемый воздухом нагнетания передней ограниченной полости-площадки 22а, подается в системы герметизации по обычным, хорошо известным специалистам воздуховодам.
Чтобы нагнетаемый воздух поступил из ограниченной полости в переднюю систему 44 герметизации ограниченной полости-площадки 22а, следует произвести первый отбор воздуха (показан стрелкой 50), такой отбор осуществляется предпочтительно на уровне выхода из компрессора 10 низкого давления. Чтобы нагнетаемый воздух поступил из ограниченной полости-площадки в заднюю систему 46 герметизации ограниченной полости-площадки 22а, следует осуществить второй отбор (обозначен стрелкой 52), при этом часть 52а отбора подается в направлении лабиринта 46 (фиг.2). Отбор 52 осуществляется предпочтительно на уровне выхода из компрессора 10 низкого давления.
Следует отметить, что другая часть 52b второго отбора 52 подается в направлении переднего лабиринта 54 самой задней передней ограниченной полости-площадки 22b.
И наконец, еще одна часть 52с второго отбора 52 подается в направлении задней ограниченной полости-площадки 22с (фиг.3). Для этого часть 52с второго отбора 52 перемещается назад по кольцеобразному пространству 56, расположенному между валом 16 низкого давления и окружающим его валом 58 высокого давления.
На фиг.2 изображена труба удаления нагнетаемого воздуха 20, входящая в состав противообледенительной системы 2 и содержащая систему 60 маслоотделения, установленную во внутренней радиальной части ограниченной полости-площадки 22а. Воздушно-масляная смесь, содержащаяся внутри полости 22а и нагреваемая в результате выделяемого подшипниками 40, 42 качения тепла, радиально отводится внутрь посредством системы 60 маслоотделения, основной задачей которой является выделить масло из смеси и сформировать поток 62 рециркулирующего горячего воздуха для подачи в средства 18 воздушного диффузора, установленные во входном конусе 4. Поток 62 рециркулирующего горячего воздуха, образуемый на выходе из системы 60 маслоотделения и выходящий через воздухоотводы 50, 52, подается по трубе 32 к ее единственному открытому концу 32а, чтобы попасть в средства 18 воздушного диффузора, установленные во входном конусе 4.
На фиг.3 изображена задняя часть турбинного двигателя 1 и показано, что задняя ограниченная полость-площадка 22с содержит две системы 71, 73 подшипника качения вала, при этом данная ограниченная полость 22с закрыта множеством передних систем 66, 68, 70 герметизации, а также задней системой 72 герметизации. Кроме того, на уровне каждой из систем воздушной (масляной) герметизации предусматривается нагнетание воздуха внутрь ограниченной полости 22с, чтобы избежать просачивания содержащегося в ограниченной полости 22с масла через системы герметизации.
Чтобы обеспечить поступление нагнетаемого воздуха из ограниченной полости до уровня каждой из систем 66, 68, 70, 72 герметизации ограниченной полости-площадки 22с, используется часть 52с второго воздухоотбора 52, проходящего в заднюю часть через кольцеобразное пространство 56, расположенное между валами 16 и 58. Таким образом, часть 52с воздухоотбора 52 разделяется на четыре потока 74а, 74b, 74c, 74d нагнетаемого воздуха, каждый из которых попадает в ограниченную полость 22с, соответственно, через системы воздушной (масляной) герметизации 66, 68, 70, 72.
На фиг.3 показано, что труба 20 удаления нагнетаемого воздуха также содержит систему 75 маслоотделения, устанавливаемую во внутренней радиальной части кольцеобразной полости 22с. Воздушно-масляная смесь, содержащаяся внутри полости 22с и нагреваемая теплом, выделяемым подшипниками 71, 73 качения, радиально отводится внутрь посредством системы 75 маслоотделения, основной задачей которой является выделить масло из смеси и сформировать поток 76 рециркулирующего горячего воздуха, который может сливаться с потоком 62 рециркулирующего воздуха для подачи в средства 18 воздушного диффузора, установленные во входном конусе 4.
Поток 76 рециркулирующего горячего воздуха, образуемый на выходе из системы 75 маслоотделения и вытекающий через воздухоотвод 52, перемещается по трубе 32 в направлении ее единственного открытого конца 32а, чтобы попасть в средства 18 воздушного диффузора, установленные во входном конусе 4. Поток 76 рециркулирующего горячего воздуха попадает в заднюю часть трубы 32, образованную полостью 34 вала 16 низкого давления, при этом поток попадает в трубопровод, называемый «центром воздушного потока», только после того, как пройдет определенное расстояние в направлении передней части по каналу 32 первичного воздуха.
Безусловно, специалисты могут вносить различные изменения в турбинный двигатель 1, описание носит исключительно иллюстративный, не ограничительный характер.
Claims (13)
1. Противообледенительная система входного конуса авиационного турбинного двигателя, содержащая
воздухоотбор, предназначенный для подачи воздуха под давлением из воздушного потока, по меньшей мере, к одному корпусу-опоре, причем указанный воздухоотбор предназначен также для отбора воздуха под давлением из воздушного потока в одной или более точках отбора ниже по потоку от лопастей вентилятора двигателя и выше по потоку от компрессора высокого давления турбинного двигателя,
при этом каждый указанный, по меньшей мере, один корпус-опора содержит,
по меньшей мере, одну систему герметизации ниже по потоку, сконфигурированную для герметизации указанного корпуса-опоры от хвостовой части турбинного двигателя и обеспечения входа воздуха под давлением в корпус-опору,
по меньшей мере, одну систему подшипников качения вала, и
средство смазки, предназначенное для смазки, по меньшей мере, одной системы подшипников качения вала,
контур, сконфигурированный для подачи воздуха под давлением из, по меньшей мере, одного корпуса-опоры к средству воздушного диффузора, и содержащую
систему маслоотделения, расположенную, по меньшей мере, в одном из множества корпусов-опор и сконфигурированную для обеспечения выхода воздухоотбора из корпуса-опоры, обеспечивающую предотвращение удаления смазки из корпуса-опоры, и
при этом средство воздушного диффузора сконфигурировано для подачи воздуха под давлением из указанного контура в противообледенительное пространство, при этом противообледенительное пространство конфигурировано для приема воздуха под давлением из средства воздушного диффузора вблизи на внутренней поверхности входного конуса, размещенного вдоль продольной оси турбинного двигателя, для протекания воздуха под давлением вдоль внутренней поверхности входного конуса и внешней поверхности вспомогательного конуса, размещенного ниже по потоку и вставленного во входной конус, а также для обеспечения вытекания воздуха под давлением из турбинного двигателя через стенку входного конуса у отверстий, расположенных вблизи нижнего конца входного конуса, для конвекционного нагрева внешней поверхности входного конуса.
воздухоотбор, предназначенный для подачи воздуха под давлением из воздушного потока, по меньшей мере, к одному корпусу-опоре, причем указанный воздухоотбор предназначен также для отбора воздуха под давлением из воздушного потока в одной или более точках отбора ниже по потоку от лопастей вентилятора двигателя и выше по потоку от компрессора высокого давления турбинного двигателя,
при этом каждый указанный, по меньшей мере, один корпус-опора содержит,
по меньшей мере, одну систему герметизации ниже по потоку, сконфигурированную для герметизации указанного корпуса-опоры от хвостовой части турбинного двигателя и обеспечения входа воздуха под давлением в корпус-опору,
по меньшей мере, одну систему подшипников качения вала, и
средство смазки, предназначенное для смазки, по меньшей мере, одной системы подшипников качения вала,
контур, сконфигурированный для подачи воздуха под давлением из, по меньшей мере, одного корпуса-опоры к средству воздушного диффузора, и содержащую
систему маслоотделения, расположенную, по меньшей мере, в одном из множества корпусов-опор и сконфигурированную для обеспечения выхода воздухоотбора из корпуса-опоры, обеспечивающую предотвращение удаления смазки из корпуса-опоры, и
при этом средство воздушного диффузора сконфигурировано для подачи воздуха под давлением из указанного контура в противообледенительное пространство, при этом противообледенительное пространство конфигурировано для приема воздуха под давлением из средства воздушного диффузора вблизи на внутренней поверхности входного конуса, размещенного вдоль продольной оси турбинного двигателя, для протекания воздуха под давлением вдоль внутренней поверхности входного конуса и внешней поверхности вспомогательного конуса, размещенного ниже по потоку и вставленного во входной конус, а также для обеспечения вытекания воздуха под давлением из турбинного двигателя через стенку входного конуса у отверстий, расположенных вблизи нижнего конца входного конуса, для конвекционного нагрева внешней поверхности входного конуса.
2. Противообледенительная система по п.1, в которой контур удаления воздуха под давлением, по меньшей мере, из одного корпуса-опоры турбинного двигателя содержит основной воздуховод, расположенный, по меньшей мере, частично внутри системы валов турбинного двигателя, при этом система валов сконфигурирована для подачи мощности от первого турбинного компонента к вентилятору и от второго турбинного компонента к компрессору высокого давления, а основной воздуховод ориентирован параллельно продольной оси турбинного двигателя.
3. Противообледенительная система по п.2, в которой основной воздуховод центрирован вдоль продольной оси турбинного двигателя.
4. Противообледенительная система по п.2, в которой основной воздуховод имеет конец выше по течению, соединенный со средством воздушного диффузора, конфигурированного для подачи воздуха под давлением к входному конусу, и также конец ниже по потоку, который заблокирован для воздуха под давлением.
5. Противообледенительная система по п.2, в которой основной воздуховод имеет фактически круглое сечение и одинаковый размер вдоль продольной оси турбинного двигателя.
6. Противообледенительная система по п.2, в которой контур удаления воздуха под давлением, по меньшей мере, из одного корпуса-опоры турбинного двигателя соединен, по меньшей мере, с одним передним корпусом-опорой и, по меньшей мере, с одним задним корпусом-опорой турбинного двигателя, при этом передний корпус-опора содержит один из, по меньшей мере, одной системы подшипников качения вала, соединенный с выше по течению концом вала, включенного в систему валов, при этом задний корпус-опора содержит другой из, по меньшей мере, одной системы подшипников качения вала, соединенный с ниже по потоку концом вала, включенного в систему валов.
7. Противообледенительная система по п.6, в которой контур удаления воздуха под давлением содержит, по меньшей мере, одну систему маслоотделения для каждого из переднего корпуса-опоры и каждого из заднего корпуса-опоры, при этом каждая из, по меньшей мере, одной системы маслоотделения соединена с основным воздуховодом контура.
8. Противообледенительная система по п.6, в которой воздух под давлением подается, по меньшей мере, к одному
переднему корпусу-опоре и, по меньшей мере, одному заднему корпусу-опоре,
при этом воздух под давлением подается в виде одного потока в, по меньшей мере, один задний корпус-опору и проходит через кольцевое пространство, окруженное компрессором высокого давления, причем, по меньшей мере, один задний корпус-опора связан с основным воздуховодом контура через систему маслоотделения и не связан с, по меньшей мере, одним передним корпусом-опорой.
переднему корпусу-опоре и, по меньшей мере, одному заднему корпусу-опоре,
при этом воздух под давлением подается в виде одного потока в, по меньшей мере, один задний корпус-опору и проходит через кольцевое пространство, окруженное компрессором высокого давления, причем, по меньшей мере, один задний корпус-опора связан с основным воздуховодом контура через систему маслоотделения и не связан с, по меньшей мере, одним передним корпусом-опорой.
9. Противообледенительная система по п.8, в которой кольцевое пространство расположено между двумя валами, включенными в систему валов.
10. Противообледенительная система по п.8, в которой турбинный двигатель содержит только один задний корпус-опору, при этом один воздушный поток разделяется на четыре потока воздуха под давлением в положении позади турбинного диска, и каждый из четырех потоков воздуха под давлением входит в один задний корпус-опору через четыре системы герметизации.
11. Противообледенительная система по п.1, в которой средство воздушного диффузора содержит
трубопровод подачи воздуха, имеющий задний конец, подсоединенный к контуру удаления воздуха под давлением, и передний конец, расположенный на участке в верхней точке вспомогательного конуса и верхней точке входного конуса турбинного двигателя, причем указанный участок сконфигурирован, чтобы ограничить пространство для удаления обледенения, через которое проходит горячий воздух.
трубопровод подачи воздуха, имеющий задний конец, подсоединенный к контуру удаления воздуха под давлением, и передний конец, расположенный на участке в верхней точке вспомогательного конуса и верхней точке входного конуса турбинного двигателя, причем указанный участок сконфигурирован, чтобы ограничить пространство для удаления обледенения, через которое проходит горячий воздух.
12. Авиационный турбинный двигатель, имеющий противообледенительную систему, при этом противообледенительная система содержит
воздухоотбор, предназначенный для подачи воздуха под давлением из воздушного потока, по меньшей мере, к одному корпусу-опоре, причем указанный воздухоотбор предназначен также для отбора воздуха под давлением из воздушного потока в одной или более точках отбора ниже по потоку от лопастей вентилятора двигателя и выше по потоку от компрессора высокого давления турбинного двигателя,
при этом каждый указанный, по меньшей мере, один корпус-опора содержит,
по меньшей мере, одну систему герметизации ниже по потоку, сконфигурированную для герметизации указанного корпуса-опоры от хвостовой части турбинного двигателя и обеспечения входа воздуха под давлением в корпус-опору,
по меньшей мере, одну систему подшипников качения вала, и
средство смазки, предназначенное для смазки, по меньшей мере, одной системы подшипников качения вала,
контур, сконфигурированный для подачи воздуха под давлением из, по меньшей мере, одного корпуса-опоры к средству воздушного диффузора, и
содержащую
систему маслоотделения, расположенную, по меньшей мере, в одном из множества корпусов-опор и сконфигурированную для обеспечения выхода воздухоотбора из корпуса-опоры, обеспечивающую предотвращение удаления смазки из корпуса-опоры, и
при этом средство воздушного диффузора сконфигурировано для подачи воздуха под давлением из указанного контура в противообледенительное пространство, при этом противообледенительное пространство конфигурировано для приема воздуха под давлением из средства воздушного диффузора вблизи на внутренней поверхности входного конуса, размещенного вдоль продольной оси турбинного двигателя, для протекания воздуха под давлением вдоль внутренней поверхности входного конуса и внешней поверхности вспомогательного конуса, размещенного ниже по потоку и вставленного во входной конус, а также для обеспечения вытекания воздуха под давлением из турбинного двигателя через стенку входного конуса у отверстий, расположенных вблизи нижнего конца входного конуса, для конвекционного нагрева внешней поверхности входного конуса.
воздухоотбор, предназначенный для подачи воздуха под давлением из воздушного потока, по меньшей мере, к одному корпусу-опоре, причем указанный воздухоотбор предназначен также для отбора воздуха под давлением из воздушного потока в одной или более точках отбора ниже по потоку от лопастей вентилятора двигателя и выше по потоку от компрессора высокого давления турбинного двигателя,
при этом каждый указанный, по меньшей мере, один корпус-опора содержит,
по меньшей мере, одну систему герметизации ниже по потоку, сконфигурированную для герметизации указанного корпуса-опоры от хвостовой части турбинного двигателя и обеспечения входа воздуха под давлением в корпус-опору,
по меньшей мере, одну систему подшипников качения вала, и
средство смазки, предназначенное для смазки, по меньшей мере, одной системы подшипников качения вала,
контур, сконфигурированный для подачи воздуха под давлением из, по меньшей мере, одного корпуса-опоры к средству воздушного диффузора, и
содержащую
систему маслоотделения, расположенную, по меньшей мере, в одном из множества корпусов-опор и сконфигурированную для обеспечения выхода воздухоотбора из корпуса-опоры, обеспечивающую предотвращение удаления смазки из корпуса-опоры, и
при этом средство воздушного диффузора сконфигурировано для подачи воздуха под давлением из указанного контура в противообледенительное пространство, при этом противообледенительное пространство конфигурировано для приема воздуха под давлением из средства воздушного диффузора вблизи на внутренней поверхности входного конуса, размещенного вдоль продольной оси турбинного двигателя, для протекания воздуха под давлением вдоль внутренней поверхности входного конуса и внешней поверхности вспомогательного конуса, размещенного ниже по потоку и вставленного во входной конус, а также для обеспечения вытекания воздуха под давлением из турбинного двигателя через стенку входного конуса у отверстий, расположенных вблизи нижнего конца входного конуса, для конвекционного нагрева внешней поверхности входного конуса.
13. Способ удаления обледенения с входного конуса авиационного турбинного двигателя, содержащий шаги, на которых
отводят воздух под давлением из потока в одной или более точек отвода ниже по потоку от лопаток вентилятора двигателя и выше по потоку от компрессора высокого давления указанного двигателя,
направляют воздух под давлением в область около заднего корпуса-опоры через одно кольцевое пространство, расположенное между двумя валами, причем указанные два вала предназначены для подачи мощности от первой турбины к первому компрессору и от второй турбины к вентилятору,
разделяют воздух под давлением на четыре потока и обеспечивают вход каждого из четырех потоков в задний корпус-опору через различные системы герметизации ниже по потоку,
смешивают указанные четыре потока и смазку в заднем корпусе-опоре для создания воздушно-смазочной смеси,
передают тепло от подшипников качения, расположенных в заднем корпусе-опоре, к воздушно-смазочной смеси, причем указанные подшипники качения соединены с двумя концами двух валов так, что два конца соединены с первой турбиной и с второй турбиной,
отделяют горячий воздушный поток от воздушно-смазочной смеси в системе удаления масла, расположенной в заднем корпусе-опоре, причем поток горячего воздуха содержит четыре потока,
передают поток горячего воздуха от заднего корпуса-опоры к противооблединительному пространству внутри входного конуса через основной воздуховод внутри одного из двух валов, причем противооблединительное пространство ограничено внутренней стенкой входного конуса и внешней поверхностью вспомогательного конуса, расположенного ниже по потоку от входного конуса и вставленного во входной конус,
предают тепло путем конвекции от потока горячего воздуха к внутренней поверхности входного конуса, расположенного на оси вращения двух валов,
предают тепло путем конвекции от потока горячего воздуха к ниже по потоку секциям внутренней поверхности входного конуса, поскольку горячий воздух движется к отверстиям, расположенным около нижнего по потоку конца входного конуса,
обеспечивают выход горячего воздуха из входного конуса через отверстия, чтобы нагреть внешнюю поверхность входного конуса.
отводят воздух под давлением из потока в одной или более точек отвода ниже по потоку от лопаток вентилятора двигателя и выше по потоку от компрессора высокого давления указанного двигателя,
направляют воздух под давлением в область около заднего корпуса-опоры через одно кольцевое пространство, расположенное между двумя валами, причем указанные два вала предназначены для подачи мощности от первой турбины к первому компрессору и от второй турбины к вентилятору,
разделяют воздух под давлением на четыре потока и обеспечивают вход каждого из четырех потоков в задний корпус-опору через различные системы герметизации ниже по потоку,
смешивают указанные четыре потока и смазку в заднем корпусе-опоре для создания воздушно-смазочной смеси,
передают тепло от подшипников качения, расположенных в заднем корпусе-опоре, к воздушно-смазочной смеси, причем указанные подшипники качения соединены с двумя концами двух валов так, что два конца соединены с первой турбиной и с второй турбиной,
отделяют горячий воздушный поток от воздушно-смазочной смеси в системе удаления масла, расположенной в заднем корпусе-опоре, причем поток горячего воздуха содержит четыре потока,
передают поток горячего воздуха от заднего корпуса-опоры к противооблединительному пространству внутри входного конуса через основной воздуховод внутри одного из двух валов, причем противооблединительное пространство ограничено внутренней стенкой входного конуса и внешней поверхностью вспомогательного конуса, расположенного ниже по потоку от входного конуса и вставленного во входной конус,
предают тепло путем конвекции от потока горячего воздуха к внутренней поверхности входного конуса, расположенного на оси вращения двух валов,
предают тепло путем конвекции от потока горячего воздуха к ниже по потоку секциям внутренней поверхности входного конуса, поскольку горячий воздух движется к отверстиям, расположенным около нижнего по потоку конца входного конуса,
обеспечивают выход горячего воздуха из входного конуса через отверстия, чтобы нагреть внешнюю поверхность входного конуса.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0602492 | 2006-03-22 | ||
| FR0602492A FR2898939B1 (fr) | 2006-03-22 | 2006-03-22 | Systeme de degivrage d'un cone d'entree de turbomoteur pour aeronef |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007110423A RU2007110423A (ru) | 2008-09-27 |
| RU2444638C2 true RU2444638C2 (ru) | 2012-03-10 |
Family
ID=36609397
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007110423/11A RU2444638C2 (ru) | 2006-03-22 | 2007-03-21 | Противообледенительная система входного конуса авиационного газотурбинного двигателя |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7658077B2 (ru) |
| EP (1) | EP1840028B1 (ru) |
| JP (1) | JP2007255421A (ru) |
| CN (1) | CN101041385B (ru) |
| CA (1) | CA2581540C (ru) |
| DE (1) | DE602007001089D1 (ru) |
| FR (1) | FR2898939B1 (ru) |
| RU (1) | RU2444638C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2665797C1 (ru) * | 2016-07-04 | 2018-09-04 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя |
| RU2679581C2 (ru) * | 2014-03-13 | 2019-02-11 | Зе Боинг Компани | Устройство и способ для предотвращения образования льда на двигателе |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA2456563C (en) * | 2004-01-30 | 2011-12-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Anti-icing apparatus and method for aero-engine nose cone |
| FR2924409B1 (fr) * | 2007-12-03 | 2010-05-14 | Airbus France | Nacelle d'aeronef comprenant des moyens d'evacuations d'air chaud |
| FR2925131B1 (fr) * | 2007-12-14 | 2010-01-22 | Snecma | Montage des tubes de pressurisation d'une enceinte interne dans une turbomachine |
| FR2926738B1 (fr) | 2008-01-29 | 2010-04-02 | Snecma | Dispositif de deshuilage et turbomachine comportant ce dispositif |
| FR2927366B1 (fr) * | 2008-02-13 | 2013-07-05 | Snecma | Dispositif de recuperation d'huile. |
| FR2927882B1 (fr) * | 2008-02-27 | 2010-02-12 | Aircelle Sa | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef |
| FR2936777B1 (fr) * | 2008-10-08 | 2010-10-22 | Aircelle Sa | Structure d'entree d'air pour une nacelle pour turboreacteur |
| US8627667B2 (en) * | 2008-12-29 | 2014-01-14 | Roll-Royce Corporation | Gas turbine engine duct having a coupled fluid volume |
| FR2943726B1 (fr) * | 2009-03-31 | 2014-04-25 | Snecma | Capot d'entree tournant pour turbomachine, comprenant une extremite avant excentree |
| DE102009055879A1 (de) * | 2009-11-26 | 2011-06-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeugenteisungsvorrichtung und Triebwerksgondel einer Fluggasturbine mit Enteisungsvorrichtung |
| US10502135B2 (en) * | 2012-01-31 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Buffer system for communicating one or more buffer supply airs throughout a gas turbine engine |
| US10018116B2 (en) | 2012-01-31 | 2018-07-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system providing zoned ventilation |
| US10415468B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system |
| US8769962B2 (en) * | 2012-01-31 | 2014-07-08 | United Technologies Corporation | Multi-circuit buffer system for a gas turbine engine |
| FR2997996B1 (fr) * | 2012-11-12 | 2015-01-09 | Snecma | Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine |
| WO2014149105A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-25 | United Technologies Corporation | Compartment shielding |
| WO2014204546A2 (en) | 2013-04-03 | 2014-12-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine de-icing system |
| US9764847B2 (en) * | 2013-10-18 | 2017-09-19 | The Boeing Company | Anti-icing system for aircraft |
| CN103758588B (zh) * | 2014-02-19 | 2015-09-09 | 襄阳三鹏航空科技有限公司 | 一种飞机用涡轮增压器的外壳机构及其制造工艺 |
| FR3034401B1 (fr) * | 2015-03-31 | 2018-07-27 | Safran Aircraft Engines | Systeme et procede de degivrage d'un cone d'entree de turbomachine |
| FR3043138B1 (fr) * | 2015-11-04 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Tube de degazage et cone d'ejection pour une turbomachine, ainsi que leur outillage de montage |
| CN105736145A (zh) * | 2016-01-28 | 2016-07-06 | 南京航空航天大学 | 采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法 |
| CA3014831A1 (en) * | 2016-02-16 | 2017-08-24 | Peter LENKEY | Deicing apparatuses |
| US10189572B2 (en) * | 2016-05-02 | 2019-01-29 | The Boeing Company | Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft |
| CN107061013B (zh) * | 2017-03-30 | 2019-05-24 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法 |
| PL421044A1 (pl) * | 2017-03-30 | 2018-10-08 | General Electric Company | Układ oraz sposób dla pompy strumieniowej silnika zasilanej przez zamienny układ regulacji przepływu powietrza |
| CN110131049B (zh) * | 2018-02-09 | 2020-11-03 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 用于发动机转子间的密封环 |
| CN109850159A (zh) * | 2019-02-18 | 2019-06-07 | 广西大学 | 一种基于热能回收的无人机飞行防冻系统 |
| FR3096080B1 (fr) * | 2019-05-13 | 2021-05-14 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine comprenant un système de dégivrage du cône amont, et procédé associé. |
| FR3097256B1 (fr) * | 2019-06-14 | 2021-05-21 | Safran Aircraft Engines | Cone d’entree pour une turbomachine d’aeronef |
| DE102021116507A1 (de) | 2021-06-25 | 2022-12-29 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk |
| CN114166460B (zh) * | 2022-02-11 | 2022-04-19 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法 |
| DE102022132856A1 (de) | 2022-12-09 | 2024-06-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeugtriebwerk und Verfahren zur Temperierung einer Fan-Schaufel und / oder eines Einlaufkonus |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1090733A (fr) * | 1952-10-10 | 1955-04-04 | Rolls Royce | Perfectionnements aux dispositions d'installations de force motrice à turbine à gaz |
| US3925979A (en) * | 1973-10-29 | 1975-12-16 | Gen Electric | Anti-icing system for a gas turbine engine |
| US4546604A (en) * | 1979-04-17 | 1985-10-15 | Rolls-Royce Limited | Nose bullet anti-icing for gas turbine engines |
| FR2621554A1 (fr) * | 1987-10-07 | 1989-04-14 | Snecma | Capot d'entree non tournant de turboreacteur a fixation centrale et turboreacteur ainsi equipe |
| US4941317A (en) * | 1988-04-14 | 1990-07-17 | Rolls-Royce Plc | Nose bullet anti-icing for gas turbine engines |
| RU2203432C2 (ru) * | 2001-02-23 | 2003-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Противообледенительная система газотурбинного двигателя |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE535079A (ru) * | 1954-01-25 | |||
| US3528241A (en) * | 1969-02-24 | 1970-09-15 | Gen Electric | Gas turbine engine lubricant sump vent and circulating system |
| JP4375884B2 (ja) * | 2000-06-02 | 2009-12-02 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービンエンジンの昇圧空気通路 |
| US6725645B1 (en) * | 2002-10-03 | 2004-04-27 | General Electric Company | Turbofan engine internal anti-ice device |
| US7217091B2 (en) * | 2004-07-20 | 2007-05-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for deicing airfoils or rotor blades |
-
2006
- 2006-03-22 FR FR0602492A patent/FR2898939B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-03-20 CA CA2581540A patent/CA2581540C/fr active Active
- 2007-03-20 EP EP07104455A patent/EP1840028B1/fr active Active
- 2007-03-20 JP JP2007072482A patent/JP2007255421A/ja active Pending
- 2007-03-20 DE DE602007001089T patent/DE602007001089D1/de active Active
- 2007-03-21 US US11/689,312 patent/US7658077B2/en active Active
- 2007-03-21 RU RU2007110423/11A patent/RU2444638C2/ru active
- 2007-03-22 CN CN2007100882651A patent/CN101041385B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1090733A (fr) * | 1952-10-10 | 1955-04-04 | Rolls Royce | Perfectionnements aux dispositions d'installations de force motrice à turbine à gaz |
| US3925979A (en) * | 1973-10-29 | 1975-12-16 | Gen Electric | Anti-icing system for a gas turbine engine |
| US4546604A (en) * | 1979-04-17 | 1985-10-15 | Rolls-Royce Limited | Nose bullet anti-icing for gas turbine engines |
| FR2621554A1 (fr) * | 1987-10-07 | 1989-04-14 | Snecma | Capot d'entree non tournant de turboreacteur a fixation centrale et turboreacteur ainsi equipe |
| US4863354A (en) * | 1987-10-07 | 1989-09-05 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation (Snecma) | Nose cowl for a turbojet engine shaft |
| US4941317A (en) * | 1988-04-14 | 1990-07-17 | Rolls-Royce Plc | Nose bullet anti-icing for gas turbine engines |
| RU2203432C2 (ru) * | 2001-02-23 | 2003-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Противообледенительная система газотурбинного двигателя |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2679581C2 (ru) * | 2014-03-13 | 2019-02-11 | Зе Боинг Компани | Устройство и способ для предотвращения образования льда на двигателе |
| RU2665797C1 (ru) * | 2016-07-04 | 2018-09-04 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Способ и устройство охлаждения вала авиационного газотурбинного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007110423A (ru) | 2008-09-27 |
| CA2581540A1 (fr) | 2007-09-22 |
| DE602007001089D1 (de) | 2009-06-25 |
| CA2581540C (fr) | 2014-07-08 |
| EP1840028A1 (fr) | 2007-10-03 |
| FR2898939B1 (fr) | 2008-05-09 |
| CN101041385B (zh) | 2010-12-01 |
| FR2898939A1 (fr) | 2007-09-28 |
| EP1840028B1 (fr) | 2009-05-13 |
| CN101041385A (zh) | 2007-09-26 |
| US20070220899A1 (en) | 2007-09-27 |
| JP2007255421A (ja) | 2007-10-04 |
| US7658077B2 (en) | 2010-02-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2444638C2 (ru) | Противообледенительная система входного конуса авиационного газотурбинного двигателя | |
| CN110753783B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的油冷却系统 | |
| CN103502580B (zh) | 燃气涡轮发动机和一体式可变几何限流器和换热器系统 | |
| US10487734B2 (en) | Gas turbine engine buffer system | |
| CA2639025C (en) | Gas turbine oil scavenging system | |
| US9316111B2 (en) | Active turbine tip clearance control system | |
| US10082080B2 (en) | Fan rotor for a turbo machine such as a multiple flow turbojet engine driven by a reduction gear | |
| CN105408611B (zh) | 用于喷气发动机的次级喷嘴 | |
| US9828914B2 (en) | Thermal management system and method of circulating air in a gas turbine engine | |
| US20170009657A1 (en) | Cooled cooling air system for a turbofan engine | |
| US10247036B2 (en) | Pressure fed oil drain for gas turbine engine sump | |
| JP2017040264A (ja) | 圧縮機ブリード補助タービン | |
| JP2017040265A (ja) | ガスタービンエンジンのための空気流噴射ノズル | |
| JP2006125394A (ja) | 逆回転タービンエンジンおよびそれを組み立てる方法 | |
| CA2502816C (en) | Forced air cooling system | |
| JP2017040263A (ja) | 混合流ターボコア | |
| JPH05340272A (ja) | 圧縮空気を抽出する方法及びガスタービンエンジン用の抽気アセンブリ | |
| CN107916993B (zh) | 燃气涡轮发动机和用于燃气涡轮发动机的放气组件 | |
| US7353647B2 (en) | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines | |
| US10767560B2 (en) | Bearing compartment oil auto-ignition mitigation | |
| US10378374B2 (en) | Active clearance control for gas turbine engine | |
| EP3483414B1 (en) | Gas turbine engine having an air-oil heat exchanger | |
| US20170074112A1 (en) | Active clearance control for gas turbine engine | |
| US20160298543A1 (en) | Lubricant circulation system and method of circulating lubricant in a gas turbine engine | |
| CN107916994B (zh) | 燃气涡轮发动机和用于操作其贮槽加压组件的方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |