BR102015028560A2 - sistema defletor de compartimento e motor de turbina a gás - Google Patents

sistema defletor de compartimento e motor de turbina a gás Download PDF

Info

Publication number
BR102015028560A2
BR102015028560A2 BR102015028560A BR102015028560A BR102015028560A2 BR 102015028560 A2 BR102015028560 A2 BR 102015028560A2 BR 102015028560 A BR102015028560 A BR 102015028560A BR 102015028560 A BR102015028560 A BR 102015028560A BR 102015028560 A2 BR102015028560 A2 BR 102015028560A2
Authority
BR
Brazil
Prior art keywords
deflecting portion
radially
housing
radially outer
outer edge
Prior art date
Application number
BR102015028560A
Other languages
English (en)
Inventor
Andrew David Kemp
Arjan Johannes Hegeman
John Michael Pyles
Kyle Andrew Grose
Original Assignee
Gen Electric
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 Gen Electric filed Critical Gen Electric
Publication of BR102015028560A2 publication Critical patent/BR102015028560A2/pt

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F02C7/25—Fire protection or prevention
    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07F—COIN-FREED OR LIKE APPARATUS
    • G07F17/00—Coin-freed apparatus for hiring articles; Coin-freed facilities or services
    • G07F17/32—Coin-freed apparatus for hiring articles; Coin-freed facilities or services for games, toys, sports, or amusements
    • G07F17/3202—Hardware aspects of a gaming system, e.g. components, construction, architecture thereof
    • G—PHYSICS
    • G07—CHECKING-DEVICES
    • G07F—COIN-FREED OR LIKE APPARATUS
    • G07F17/00—Coin-freed apparatus for hiring articles; Coin-freed facilities or services
    • G07F17/32—Coin-freed apparatus for hiring articles; Coin-freed facilities or services for games, toys, sports, or amusements
    • G07F17/34—Coin-freed apparatus for hiring articles; Coin-freed facilities or services for games, toys, sports, or amusements depending on the stopping of moving members in a mechanical slot machine, e.g. "fruit" machines
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Sealing Devices (AREA)

Abstract

sistema defletor de compartimento e motor de turbina a gás trata-se de um método (600) e sistema (206) para um sistema defletor de compartimento (206). o sistema defletor de compartimento (206) inclui uma primeira porção defletora (302) que se estende ao longo de um comprimento axial de um invólucro (32), a primeira porção defletora (302) que se estende radialmente para fora a partir de uma superfície exterior (304) do invólucro (32) e uma segunda porção defletora (306) que se estende pelo menos parcialmente de modo radial para fora a partir da primeira porção defletora (302). a segunda porção defletora (306) inclui adicionalmente uma borda radialmente interna (308) sustentada pela primeira porção defletora (302) e uma borda radialmente externa (310) que se estende próxima de uma superfície interna (312) de uma proteção radialmente exterior (30). o sistema defletor de compartimento (206) também inclui uma lacuna (314) que se estende entre a borda radialmente externa (310) e a superfície interna (312).

Description

“SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO E MOTOR DE TURBINA A GÁS” Referência Cruzada a Pedidos Relacionados [001] Este pedido de patente não provisório reivindica o benefício de prioridade sob n- 35 U.S.C. § 119(e) para Pedido de Patente Provisório n2 U.S, 62/079.795, intitulado “METHOD AND SYSTEM FOR SEALING AN ANNULUS”, depositado no dia 14 de novembro de 2014, cujo conteúdo é incorporado no presente documento a título de referência em sua totalidade.
Antecedentes [002] Essa descrição se refere a vedações anulares, e, mais particularmente, a um método e sistema para segregar compartimentos anulares.
[003] Pelo menos alguns dos motores de turbina a gás conhecidos usados em aviões incluem um motor núcleo ou gerador de gás circunscrito por um invólucro de turbina formado de um material compósito. O invólucro compósito fornece suporte estrutural para os componentes de motor de turbina a gás dentro de uma faixa de temperatura predeterminada. As temperaturas fora da faixa predeterminada podem causar fraqueza estrutural, que podem levar a uma vida útil reduzida ou danos permanentes ao invólucro. Um compartimento radial externo que circunda o invólucro tipicamente aloja equipamento auxiliar, tubulação, e dispositivos de controle. O resfriamento de tal equipamento e dispositivos tipicamente usa fluxo de ar de pistão de fora da aeronave direcionado através do compartimento e extraído para fora da aeronave. Tipicamente, pelo menos alguma da tubulação que atravessa o compartimento inclui combustível ou outro fluido de combustível e equipamento e dispositivos no compartimento podem agir como fontes de ignição e/ou combustível adicional. Um fogo que ígnifica em uma área do compartimento é livre para percorrer todo o compartimento, aumentando uma temperatura do invólucro além da faixa predeterminada, que pode enfraquecer o invólucro compósito o suficiente para causar falha na estrutura do invólucro. Tentativas anteriores para isolar o invólucro e/ou desencorajar o espalhamento do fogo adicionam peso ao motor e limitam um fluxo de ar de resfriamento para componentes localizados no compartimento.
Descrição Resumida [004] Em uma realização, um sistema defletor de compartimento inclui uma primeira porção defletora que se estende ao longo de um comprimento axial de um invólucro, a primeira porção defletora que se estende radialmente para fora a partir de uma superfície exterior do invólucro e uma segunda porção defletora que se estende pelo menos parcialmente de modo radial para fora a partir da primeira porção defletora. A segunda porção defletora inclui adicionalmente uma borda radialmente interna sustentada pela primeira porção defletora e uma borda radialmente externa que se estende próxima de uma superfície interna de uma proteção radialmente exterior. O sistema defletor de compartimento também inclui uma lacuna que se estende entre a borda radialmente externa e a superfície interna.
[005] Em outra realização, um motor de turbina a gás inclui um gerador de gás que inclui um eixo que tem um eixo geométrico de rotação, um invólucro de ventoinha pelo menos parcialmente que circunscreve o gerador de gás, uma primeira porção defletora que se estende ao longo de um comprimento axial de um invólucro, a primeira porção defletora que se estende radialmente para fora a partir de uma superfície exterior do invólucro e uma segunda porção defletora que se estende pelo menos parcialmente de modo radial para fora a partir da primeira porção defletora. A segunda porção defletora inclui adicionalmente uma borda radialmente interna sustentada pela primeira porção defletora e uma borda radialmente externa que se estende próxima de uma superfície interna de uma proteção radialmente exterior. O sistema defletor de compartimento também inclui uma lacuna que se estende entre a borda radialmente externa e a superfície interna.
[006] Em uma outra realização, um método de formar um defletor de fogo de compartimento de ventoinha de motor de turbina a gás inclui acoplar uma primeira porção defletora ao longo de um comprimento axial de um invólucro, a primeira porção defletora inclui uma primeira borda radial mente interna, uma primeira borda radialmente externa, e um primeiro corpo que se estende entre as mesmas, o invólucro que forma uma superfície interna radialmente do compartimento de ventoinha, a primeira porção defletora se estende radialmente para fora a partir de uma superfície exterior do invólucro. O método inclui adicionalmente acoplar uma segunda porção defletora à borda radialmente externa, a segunda porção defletora se estende pelo menos parcialmente de modo radial para fora da primeira borda radialmente externa. A segunda porção defletora inclui uma segunda borda radialmente interna sustentada pela primeira borda radialmente externa e uma segunda borda radialmente externa que se estende próxima de uma superfície interna de uma proteção radialmente exterior, a proteção radialmente exterior forma uma superfície radialmente exterior do compartimento de ventoinha. O método também inclui manter uma lacuna que se estende entre a segunda borda radialmente externa e a superfície interna da proteção externa.
Breve Descrição dos Desenhos [007] As Figuras 1 a 6 mostram realizações exemplificativas do método e aparelho descritas no presente documento.
[008] A Figura 1 é uma vista em corte transversal longitudinal de um motor de turboventoinha de alta taxa de contorno exemplificativo em concordância com uma realização exemplificativa da presente revelação.
[009] A Figura 2 é uma vista axial do motor mostrado na Figura 1, tomada ao longo das linhas 2-2 da Figura 1, que olha a ré.
[010] A Figura 3 é uma vista axial de um único defletor mostrado na Figura 2.
[011] A Figura 4 é uma vista em elevação lateral do defletor mostrado na Figura 2 em concordância com uma realização exemplificativa da presente revelação.
[012] A Figura 5 é uma vista em perspectiva do defletor mostrado na Figura 2 instalado no motor mostrado na Figura 1 em concordância com uma realização exemplificativa da presente revelação.
[013] A Figura 6 é um fluxograma de um método de formar um defletor de fogo de compartimento de ventoinha de motor de turbina a gás.
[014] Embora recursos específicos de várias realizações possam ser mostrados em alguns desenhos e não em outros, isso se dá somente por conveniência. Qualquer característica de qualquer desenho pode ser referida e/ou reivindicada em conjunto com qualquer característica de qualquer outro desenho.
[015] A menos que indicado o contrário, os desenhos fornecidos no presente documento têm a intenção de ilustrar as características de realizações da revelação. Essas características são creditadas a serem aplicáveis a uma variedade ampla de sistemas que compreendem uma ou mais realizações da revelação. Como tal, os desenhos não têm a intenção de incluir todas as características convencionais conhecidas por aqueles com conhecimento comum na técnica a serem exigidos para a prática das realizações reveladas no presente documento.
Descrição Detalhada [016] A seguinte descrição detalhada ilustra realizações da revelação por meio de exemplo e não por meio de limitação. É contemplado que a revelação tem aplicação geral às realizações analíticas e metódicas de mitigar os efeitos de fogo em aplicações industriais, comerciais e residenciais.
[017] A seguinte descrição se refere aos desenhos anexos, nos quais, na ausência de uma representação contrária, os mesmos números em desenhos diferentes representam elementos similares.
[018] A Figura 1 é uma vista em corte transversal longitudinal de um motor de turbo-ventoinha de alta taxa de contorno exemplificativo 10. O motor 10 inclui, em comunicação de fluxo em série axial ao redor de um eixo geométrico da linha central longitudinal 12, uma ventoinha 14, um reforçador 16, um compressor de alta pressão 18, um combustor 20, uma turbina de alta pressão 22 e uma turbina de baixa pressão 24. A turbina de alta pressão 22 é conectada de modo acionável ao compressor de alta pressão 18 com um primeiro eixo de rotor 26, e a turbina de baixa pressão 24 é conectada de modo acionável ao reforçador 16 e a ventoinha 14 com um segundo eixo de rotor 28. Em várias realizações, uma pluralidade de proteções circunda as porções do motor 10 para direcionar o fluxo de fluido ou proteger os componentes de atrito causado pelo vento. Por exemplo, a localização radialmente para dentro de uma proteção de ventoinha 30 e radialmente para fora do invólucro de ventoinha 32 está um compartimento de ventoinha anular 34.
[019] Durante a operação do motor 10, o ar ambiente passa através da ventoinha 14, o reforçador 16, e o compressor 18, a corrente de ar pressurizado entra no combustor 20 em que a mesma é misturada com o combustível e queimada para fornecer uma corrente de alta energia de gases de combustão quentes. A corrente de gás de alta energia passa através da turbina de alta pressão 22 para acionar o primeiro eixo de rotor 26. A corrente de gás passa através da turbina de baixa pressão 24 para acionar o segundo eixo de rotor 28, a ventoinha 14, e o reforçador 16. Os gases de combustão gastos saem do motor 10 através de um duto de extração (não mostrado).
[020] Deve ser notado que ainda que a presente descrição seja fornecida em termos de um motor de aeronave de turbo-ventoinha, as realizações da presente invenção podem ser aplicáveis a qualquer motor de turbina a gás tal como o usado para aplicações marítimas, industriais ou estacionárias. A descrição do motor mostrado na Figura 1 é apenas ilustrativa do tipo de motor para o qual algumas realizações da presente revelação são aplicáveis.
[021] A Figura 2 é uma vista axial do motor 10, tomada ao longo das linhas 2-2 da Figura 1, que olha a ré. Na realização exemplificativa, o invólucro 32 circunscreve a ventoinha 14 e o reforçador 16 (mostrados na Figura 1). A proteção 30 circunda o invólucro 32 espaçado em uma distância 200. A proteção 30 e o invólucro 32 são concêntricos ao redor do eixo geométrico 12. O compartimento de ventoinha 34 inclui uma pluralidade de componentes 202, que em algumas realizações, incluem componentes de tubulação 204. Um ou mais defletores 206 são orientados e espaçados circunferencialmente ao redor do compartimento de ventoinha 34. Os defletores 206 dividem o compartimento de ventoinha 34 em subcompartimentos adjacentes circunferencialmente para limitar o percurso do fogo ao redor de uma circunferência substancial do compartimento de ventoinha 34. A limitação da quantidade de percurso de um fogo limita a extensão circunferencial de qualquer dano potencial para a integridade estrutural do invólucro 32 causado por uma temperatura que excedeu uma faixa predeterminada.
[022] A Figura 3 é uma vista axial de um único defletor 206 (mostrado na Figura 2). Na realização exemplificativa, o defletor 206 inclui uma primeira porção defletora 302 que se estende ao longo de um comprimento axial do invólucro 32. A primeira porção defletora 302 se estende radialmente para fora de uma superfície exterior 304 do invólucro 32. A segunda porção defletora 306 se estende pelo menos parcialmente de modo radial para fora da primeira porção defletora 302. A segunda porção defletora 306 inclui uma borda radialmente interna 308 sustentada pela primeira porção defletora 302 e uma borda radialmente externa 310 que se estende próxima de uma superfície interna 312 de uma proteção radialmente exterior 30. Uma primeira lacuna 314 se estende entre a borda radialmente externa 310 e a superfície interna 312. Uma segunda lacuna 316 é mantida entre a primeira porção defletora 302 e a segunda porção defletora 306 por um ou mais espaçadores 318. As lacunas 314 e 316 permitem o fluxo de fluido passados no defletor 206 para facilitar o fluxo de resfriamento enquanto limita uma habilidade de um fogo ou um calor significativo de atravessar circunferencialmente ao redor do compartimento de ventoinha 34. Em uma realização, uma vedação 320, tal como uma vedação de escova ou uma vedação de bulbo, é usada para limitar adicionalmente o fluxo de ar que passa no defletor 206. A primeira porção defletora 302 é acoplada ao invólucro 32 com o uso de um prendedor hardware, tal como, mas, não se limitando a uma cantoneira 322. Em várias realizações, um acúmulo 324 de material compósito pode ser usada para facilitar a fixação da primeira porção defletora 302 ao invólucro 32.
[023] A Figura 4 é uma vista em elevação lateral do defletor 206 em concordância com uma realização exemplificativa da presente revelação. Na realização exemplificativa, o defletor 206 inclui a primeira porção defletora 302 e a segunda porção defletora 306. O defletor 206 inclui uma porção de sobreposição 402 da primeira porção defletora 302 e da segunda porção defletora 306. Na realização exemplificativa, a primeira porção defletora 302 inclui uma pluralidade de aberturas 404 complementárias à tubulação e encanamento que percorre através do compartimento de ventoinha 34.
[024] A Figura 5 é uma vista em perspectiva do defletor 206 instalado no motor 10 (mostrado na Figura 1) em concordância com uma realização exemplificativa da presente revelação. Na realização exemplificativa, o defletor 206 se estende axialmente ao longo da superfície exterior 304 e inclui um primeiro movimento 502 e um segundo movimento 504 que facilitam a evitar os componentes em uma trajetória em linha reta do defletor 206. As aberturas 404 incluem aberturas circulares, aberturas de fenda, e aberturas poligonais configuradas apara acomodar os componentes, tal como, mas não se limitando a, cabos, condutos, tubulação, encanamento, e dispositivos posicionados dentro do compartimento de ventoinha 34 (mostrados na Figura 1). Em uma área 506, a primeira porção defletora 302 não é necessária para uma altura de uma pluralidade de componentes adjacentes. Em outra área 508, a borda radialmente externa 310 da segunda porção defletora 306 é formada para ser complementária a um contorno da superfície interna 312, que pode ou não estar presente em uma superfície planar suave e/ou contínua.
[025] A Figura 6 é um fluxograma de um método 600 de formar um defletor de fogo de compartimento de ventoinha de motor de turbina a gás. O método 600 inclui um acoplamento de uma primeira porção defletora ao longo de um comprimento axial de um invólucro 602. A primeira porção defletora inclui uma primeira borda radialmente interna, uma primeira borda radialmente externa, e um primeiro corpo que se estende entre as mesmas. O invólucro forma uma superfície interna radialmente do compartimento de ventoinha e a primeira porção defletora se estende radialmente para fora de uma superfície exterior do invólucro. O método 600 também inclui o acoplamento de uma segunda porção defletora para a borda radialmente externa 604. A segunda porção defletora se estende pelo menos parcialmente de modo radial para fora da primeira borda radialmente externa. A segunda porção defletora inclui uma segunda borda radialmente interna sustentada pela primeira borda radialmente externa e uma segunda borda radialmente externa que se estende próxima de uma superfície interna de uma proteção radialmente exterior, em que a proteção radialmente exterior forma uma superfície radialmente exterior do compartimento de ventoinha. O método 600 inclui adicionalmente manter uma lacuna que se estende entre a segunda borda radialmente externa e a superfície interna da proteção externa.
[026] As realizações descritas acima de um método e sistema de áreas de segregação de um compartimento anular fornecem um custo eficaz e meios confiáveis para reduzir uma exposição de um invólucro compósito para a excursão de fogo e/ou temperatura que está fora de uma faixa predeterminada. Mais especificamente, os métodos e sistemas descritos no presente documento facilitam a limitação de uma exposição do invólucro, que forma uma superfície que define pelo menos uma porção do contorno do compartimento, para uma temperatura que podería enfraquecer e/ou causar danos permanentes ao invólucro. Além disso, os métodos e sistemas acima descritos facilitam a manter o fluxo de fluido através do compartimento para facilitar o resfriamento de componentes posicionados dentro do compartimento. Como um resultado, os métodos e sistemas descritos no presente documento facilitam a redução de risco de fogo à integridade estrutural do invólucro enquanto mantém o resfriamento para componentes adjacentes ao invólucro em um custo eficaz e de maneira confiável.
[027] Os métodos e aparelho exemplifícativos para a segregação de um compartimento anular são descritos acima em detalhes. O aparelho ilustrado não se limita às realizações específicas descritas no presente documento, mas ao invés disso, os componentes de cada uma podem ser utilizados independente e separadamente dos outros componentes descritos no presente documento. Cada componente do sistema também pode ser usado em conjunto com outros componentes de sistema.
[028] Essa descrição escrita usa exemplos para revelar a invenção, que incluí o melhor modo, e também para permitir que qualquer pessoa versada na técnica pratique a invenção, que inclui fabricar e usar quaisquer dispositivos ou sistemas e realizar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da revelação é definido através das reivindicações, e pode incluir outros exemplos que ocorram àqueles versados na técnica. Esses outros exemplos se destinam a estar dentro do escopo das reivindicações abaixo se tiverem elementos estruturais que não diferem da linguagem literal das reivindicações, ou se incluírem elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais da linguagem literal das reivindicações.
Lista de Componentes motor de turboventoinha 10 eixo geométrico 12 ventoinha 14 reforçador 16 compressor de alta pressão 18 combustor 20 turbina de alta pressão 22 turbina de baixa pressão 24 primeiro eixo de rotor 26 segundo eixo de rotor 28 Proteção 30 invólucro 32 compartimento de ventoinha 34 distância 200 componentes 202 componentes de tubulação 204 defletor 206 primeira porção defletora 302 superfície externa 304 segunda porção defletora 306 borda radialmente interna 308 borda radialmente externa 310 superfície interna 312 primeira lacuna 314 segunda lacuna 316 espaçadores 318 vedação 320 cantoneira 322 acúmulo 324 porção de sobreposição 402 Aberturas 404 primeiro movimento502 segundo movimento 504 área 506 área 508 método 600 acoplamento 602 acoplamento 604 manutenção 606 Reivindicações

Claims (10)

1. SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO (206), caracterizado pelo fato de que compreende: uma primeira porção defletora (302) que se estende ao longo de um comprimento axial de um invólucro (32), sendo que a dita primeira porção defletora (302) se estende radialmente para fora a partir de uma superfície exterior (304) do invólucro (32); uma segunda porção defletora (306) que se estende pelo menos parcialmente de modo radial para fora a partir da dita primeira porção defletora (302), sendo que a dita segunda porção defletora (306) compreende: uma borda radialmente interna (308) sustentada pela dita primeira porção defletora (302); e uma borda radialmente externa (310) que se estende próxima de uma superfície interna (312) de uma proteção radialmente exterior (30); e uma lacuna (314) que se estende entre a dita borda radialmente externa e a dita superfície interna (312),
2. SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO (206), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dito invólucro (32) inclui um corte transversal cilíndrico,
3. SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO (206), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dita proteção (30) inclui um corte transversal cilíndrico concêntrico com um eixo geométrico longitudinal (12) do dito invólucro.
4. SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO (206), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dita borda radialmente interna (308) é acoplada a uma borda radialmente externa da dita primeira porção defletora (302).
5. SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO (206), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a dita borda radialmente interna (308) da dita segunda porção defletora (306) é separada circunferencialmente da dita borda radialmente externa da dita primeira porção defletora (302).
6. SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO (206), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um espaçador (318) posicionado entre a dita borda radialmente interna (308) da dita segunda porção defletora (306) e a dita borda radialmente externa da dita primeira porção defletora (302), o dito espaçador (318) configurado para manter uma lacuna (316) entre a dita borda radialmente interna (308) da dita segunda porção defletora (306) e a dita borda radialmente externa da dita primeira porção defletora (302).
7. SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO (206), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma vedação (320) entre a dita proteção e a dita borda radialmente externa da dita segunda porção defletora.
8. SISTEMA DEFLETOR DE COMPARTIMENTO (206), de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente pelo menos um dentre uma vedação de escova e uma vedação de bulbo entre a dita proteção (30) e a dita borda radialmente externa (310) da dita segunda porção defletora (306).
9. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), caracterizado pelo fato de que compreende: um gerador de gás (18, 20, 22) que compreende um eixo (26) que tem um eixo geométrico de rotação (12); um invólucro de ventoinha (32) que circunscreve pelo menos parcialmente o dito gerador de gás (18, 20, 22); uma primeira porção defletora (302) que se estende ao longo de um comprimento axial do invólucro (32), sendo que a dita primeira porção defletora (302) se estende radialmente para fora a partir de uma superfície exterior (304) do invólucro (32); uma segunda porção defletora (306) que se estende pelo menos parcialmente de modo radial para fora a partir da dita primeira porção defletora (302), sendo que a dita segunda porção defletora (306) compreende: uma borda radialmente interna (308) sustentada pela dita primeira porção defletora (302); e uma borda radialmente externa (310) que se estende próxima de uma superfície interna (312) de uma proteção radialmente exterior (30); e uma lacuna (314) que se estende entre a dita borda radialmente externa (310) e a dita superfície interna (312).
10. MOTOR DE TURBINA A GÁS (10), de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um espaçador (318) posicionado entre a dita borda radialmente interna (308) da dita segunda porção defletora (306) e a dita borda radialmente externa (310) da dita primeira porção defletora (302), o dito espaçador (318) configurado para manter uma lacuna (316) entre a dita borda radialmente interna (308) da dita segunda porção defletora (306) e a dita borda radialmente externa (310) da dita primeira porção defletora (302).
BR102015028560A 2014-11-14 2015-11-13 sistema defletor de compartimento e motor de turbina a gás BR102015028560A2 (pt)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201462079795P 2014-11-14 2014-11-14

Publications (1)

Publication Number Publication Date
BR102015028560A2 true BR102015028560A2 (pt) 2016-08-09

Family

ID=54557280

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
BR102015028560A BR102015028560A2 (pt) 2014-11-14 2015-11-13 sistema defletor de compartimento e motor de turbina a gás

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9896970B2 (pt)
EP (1) EP3026227A1 (pt)
JP (1) JP6087415B2 (pt)
CN (1) CN105840319B (pt)
BR (1) BR102015028560A2 (pt)
CA (1) CA2911819A1 (pt)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11861491B2 (en) 2017-10-16 2024-01-02 Illumina, Inc. Deep learning-based pathogenicity classifier for promoter single nucleotide variants (pSNVs)
CN113627458A (zh) 2017-10-16 2021-11-09 因美纳有限公司 基于循环神经网络的变体致病性分类器

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1399503A (en) 1920-10-06 1921-12-06 Mccrae George Cylindrical kiln and drier
US2795108A (en) 1953-10-07 1957-06-11 Westinghouse Electric Corp Combustion apparatus
GB857345A (en) 1958-03-05 1960-12-29 Havilland Engine Co Ltd Duct assemblies
US3694882A (en) * 1970-09-24 1972-10-03 Westinghouse Electric Corp Method for providing a corrugated seal in an elastic fluid machine
US4165609A (en) * 1977-03-02 1979-08-28 The Boeing Company Gas turbine mixer apparatus
US4215536A (en) * 1978-12-26 1980-08-05 The Boeing Company Gas turbine mixer apparatus
US5156360A (en) * 1991-04-08 1992-10-20 The Boeing Company Flexible fire seal for overlapping cowl side edges
US5211535A (en) 1991-12-30 1993-05-18 General Electric Company Labyrinth seals for gas turbine engine
US5291672A (en) * 1992-12-09 1994-03-08 General Electric Company Sound suppression mixer
US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
US5524846A (en) * 1993-12-21 1996-06-11 The Boeing Company Fire protection system for airplanes
US5910094A (en) 1996-09-10 1999-06-08 The Boeing Company Aircraft labyrinth fire seal
US6199371B1 (en) 1998-10-15 2001-03-13 United Technologies Corporation Thermally compliant liner
IT245938Y1 (it) 1998-11-30 2002-03-26 Aaw Italia Spa Riparo di calore per autoveicoli.
US6983912B2 (en) * 2002-04-30 2006-01-10 The Boeing Company Hybrid exhaust heat shield for pylon mounted gas turbine engines
EP1507116A1 (de) 2003-08-13 2005-02-16 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildanordnung für eine ein Heissgas führende Komponente, insbesondere für eine Brennkammer einer Gasturbine
US7631481B2 (en) 2004-12-01 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled duct for gas turbine engine
US20070200030A1 (en) * 2006-02-24 2007-08-30 Mcfarlane Daniel S Aircraft baffle seal
US7785068B2 (en) 2007-05-17 2010-08-31 General Electric Company Steam turbine exhaust hood and method of fabricating the same
JP4946649B2 (ja) 2007-06-15 2012-06-06 日本精工株式会社 動力伝達機構用緩衝部材及び電動式パワーステアリング装置
FR2975735A1 (fr) 2011-05-27 2012-11-30 Snecma Carter de soufflante de turbomachine et procede pour sa fabrication
EP2549063A1 (en) 2011-07-21 2013-01-23 Siemens Aktiengesellschaft Heat shield element for a gas turbine
EP2581216A1 (en) 2011-10-12 2013-04-17 Dow Global Technologies LLC Panel with fire barrier
FR2985501B1 (fr) 2012-01-05 2013-12-27 Aircelle Sa Joint d'etancheite pour pylone et nacelle de turboreacteur et ensemble de pylone et nacelle de turboreacteur incorporant un tel joint d'etancheite
US8978383B2 (en) 2012-03-26 2015-03-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel manifold heat shield for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20160201565A1 (en) 2016-07-14
EP3026227A1 (en) 2016-06-01
CN105840319B (zh) 2018-11-09
CA2911819A1 (en) 2016-05-14
CN105840319A (zh) 2016-08-10
US9896970B2 (en) 2018-02-20
JP6087415B2 (ja) 2017-03-01
JP2016138544A (ja) 2016-08-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2564654T3 (es) Dispositivo de soporte de un anillo de turbina, turbina con tal dispositivo y turbopropulsor con tal turbina
US8616832B2 (en) Turbine assemblies with impingement cooling
RU2518734C2 (ru) Уплотнение вала для турбомашины
CN205744003U (zh) 燃气涡轮机
CN102803660A (zh) 用于涡轮发动机的光学监测系统
US8186933B2 (en) Systems, methods, and apparatus for passive purge flow control in a turbine
JP6430006B2 (ja) タービンエンジンにおいて使用するための、トランジションダクトと第１列ベーンアセンブリとの間のシールアセンブリ
BR102016011911A2 (pt) conjunto de dispositivo de ignição e seção de combustão de um motor de turbina a gás
KR101604939B1 (ko) 가스 터빈
CN102444437B (zh) 用于对齐涡轮机壳体的装置
JP6577740B2 (ja) タービンエンクロージャで使用される燃料漏れ検出システム
US9657642B2 (en) Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air
EP2055900A2 (en) Feather seal and gas turbine engine system involving such seals
EP3031733B1 (en) Fire containment apparatuses for aircraft duct assemblies
BR102018068279A2 (pt) Motor de turbina a gás
US20150338005A1 (en) Cooling systems for gas turbine engine components
BR112016029958B1 (pt) Elemento de turbomáquina, turbomáquina, e método de teste
BRPI0907645B1 (pt) difusor para uma turbomáquina e turbomáquina, como um turborreator ou um turbopropulsor de avião
BR102016005720A2 (pt) sistema para resfriamento de um envoltório de turbina
BR102015028560A2 (pt) sistema defletor de compartimento e motor de turbina a gás
US9488069B2 (en) Cooling-air guidance in a housing structure of a turbomachine
JP5797724B2 (ja) 排気ガスターボチャージャ
RU2667176C2 (ru) Турбомашина с охлаждаемым защитным ограждением для соединения
BR102016023080A2 (pt) Wind blinding system
US9752451B2 (en) Active clearance control system with zone controls

Legal Events

Date Code Title Description
B03A Publication of a patent application or of a certificate of addition of invention [chapter 3.1 patent gazette]
B11A Dismissal acc. art.33 of ipl - examination not requested within 36 months of filing
B11Y Definitive dismissal acc. article 33 of ipl - extension of time limit for request of examination expired