CN104662260B - 用于涡轮发动机的过渡管道和组装方法 - Google Patents

用于涡轮发动机的过渡管道和组装方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104662260B
CN104662260B CN201380049189.7A CN201380049189A CN104662260B CN 104662260 B CN104662260 B CN 104662260B CN 201380049189 A CN201380049189 A CN 201380049189A CN 104662260 B CN104662260 B CN 104662260B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
radial outer
transition conduit
slope
radial
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.)
Active
Application number
CN201380049189.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104662260A (zh
Inventor
J.麦克奈姆
B.D.基思
S.M.卡森
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN104662260A publication Critical patent/CN104662260A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104662260B publication Critical patent/CN104662260B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/065—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front and aft fans
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P11/00—Connecting or disconnecting metal parts or objects by metal-working techniques not otherwise provided for 
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/545—Ducts
    • F04D29/547—Ducts having a special shape in order to influence fluid flow
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49323—Assembling fluid flow directing devices, e.g., stators, diaphragms, nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开一种用于涡轮发动机(10)的过渡管道(300)。所述过渡管道(300)包括径向内壁(304)和径向外壁(208)，所述径向外壁(208)围绕所述径向内壁(304)定位从而在其间限定流动通道(306)。所述径向外壁(208)从所述过渡管道(300)的上游端(310)延伸至下游端(320)并形成轮廓。因此，所述径向外壁(208)的所述斜率从所述上游端(310)到预先确定轴向位置(308)增大，并且从所述预先确定轴向位置(308)到所述下游端(320)减小。本发明公开一种涡轮机组件，所述涡轮机组件包括位于其高压涡轮(18)与其低压涡轮(20)之间的这种过渡管道(300)。本发明公开一种组装用于涡轮机组件的过渡管道(300)的相应方法。

Description

用于涡轮发动机的过渡管道和组装方法
背景技术
本发明的领域大体涉及涡轮发动机，并且更确切地，涉及用于涡轮发动机的过渡管道。
至少一些已知的燃气涡轮发动机包括成串行流动关系连接在一起的前风扇、核心发动机和低压涡轮(LPT)。核心发动机包括至少一个压缩机、燃烧器和高压涡轮(HPT)。更确切地，压缩机和HPT通过轴连接以限定高压转子组件。进入核心发动机的空气被压缩，与燃料混合，并且被点燃以形成高能量气体流。高能量气体流被引导穿过HPT以可旋转地驱动HPT，以使得轴可旋转地驱动压缩机。高能量气体流然后通过过渡管道被引向连接在HPT下游的LPT。
一般而言，已知HPT与已知LPT相比具有较小半径。因此，连接在HPT与LPT之间的已知过渡管道具有促进其间的流动连通的“S”形截面。一般而言，希望在尽可能短的轴向距离内从较小半径高压涡轮过渡到较大半径低压涡轮。以较短过渡管道进行的这种快速过渡有助于减小整个涡轮机组件的重量，并且有助于提高发动机的性能。然而，使用具有过度的曲率(aggressivecurvature)的较短过渡管道可在过渡管道壁的边界层处引起流分离(flowseparation)。
发明内容
一方面，本发明提供一种用于涡轮发动机的过渡管道。过渡管道包括径向内壁和径向外壁，径向外壁围绕径向内壁定位从而在其间限定流动通道。径向外壁从过渡管道的上游端延伸至其下游端并形成轮廓。因此，径向外壁的斜率从上游端到预先确定轴向位置增大，并且从预先确定轴向位置到下游端减小。
另一方面，提供一种涡轮机组件。涡轮机组件包括高压涡轮、低压涡轮和连接在其间的过渡管道。高压涡轮围绕中心线轴定位在与中心线轴相距第一半径处，并且低压涡轮围绕中心线轴定位在与中心线轴相距第二半径处，第二半径大于第一半径。过渡管道包括径向内壁和径向外壁，径向外壁围绕径向内壁定位从而在其间限定流动通道。径向外壁从过渡管道的上游端延伸至其下游端并形成轮廓。因此，径向外壁的斜率从上游端到预先确定轴向位置增大，并且从预先确定轴向位置到下游端减小。
又另一方面，提供一种组装用于涡轮机组件的过渡管道的方法。过渡管道包括径向内壁和径向外壁。该方法包括：使径向外壁围绕径向内壁定位，以使得在其间限定流动通道；以及使径向外壁从过渡管道的上游端延伸至其下游端。该方法还包括：使径向外壁从上游端到下游端形成轮廓，以使得径向外壁的斜率从上游端到预先确定轴向位置增大并且从预先确定轴向位置到下游端减小。
附图说明
图1是示例性涡轮发动机的截面图。
图2是图1中所示涡轮发动机中可使用的示例性涡轮中心架的透视图。
图3是可与图2中所示涡轮中心架一起使用的示例性整流罩的透视图。
图4是由图3中所示整流罩形成的过渡管道的示意性截面图。
图5是图4中所示过渡管道中可使用的示例性径向外壁的局部壁斜率的标准化图。
具体实施方式
本发明的实施例涉及过渡管道在燃气涡轮发动机中将高压涡轮(HPT)的排放出口连接至低压涡轮(LPT)的入口的使用。一般而言，希望使用导引流体从中流过的过渡管道而从较小半径HPT快速地过渡到较大半径LPT。过渡到较大半径有助于提高LPT性能和效率。然而，使用具有较短轴向长度与过度的(aggressive)外壁斜率的过渡管道可能引起从中流过的流体的边界层流分离。另外，已知的过渡管道包括延伸穿过其中的用于支撑涡轮中心架的支柱和/或整流罩。这些已知支柱和整流罩扰乱流过过渡管道的流体的流动。因此，流分离也可能在整流罩上或整流罩与外壁之间的接合处，即在两个边界层相互作用的位置处发生。
因此，在示例性实施例中，本说明书中描述的过渡管道有助于减少从HPT被导引至LPT的流体的流分离。更确切地，过渡管道包括从管道入口到过渡管道中的预先确定轴向位置的过度的外壁斜率，以及从预先确定轴向位置到管道排放口的减小的外壁斜率。在示例性实施例中，预先确定轴向位置是空气动力学支柱整流罩的最厚部分(Tmax位置)。因此，本说明书中描述的过渡管道通过控制过渡管道的外壁与支柱整流罩之间的边界层相互作用而有助于提高LPT性能和效率。
图1是示例性燃气涡轮发动机10的示意图，燃气涡轮发动机10包括风扇组件12和核心发动机13，该核心发动机13包括高压压缩机14、燃烧器16和高压涡轮18。发动机10还包括低压涡轮20和连接在HPT18与LPT20之间的涡轮中心架/过渡管道100。风扇组件12包括从转子盘26径向向外延伸的风扇叶片阵列24。发动机10具有进气侧28和排气侧30。风扇组件12和LPT20由低速转子轴31连接，并且压缩机14和HPT18由高速转子轴32连接。
一般而言，在操作期间，空气在基本上平行于延伸穿过发动机10的中心线34的方向上轴向流过风扇组件12，并且压缩空气被供应至高压压缩机14。高度压缩的空气被传送至燃烧器16。来自燃烧器16的燃烧气体流(未示出)驱动涡轮18和20。HPT18借助于轴32驱动压缩机14，并且LPT20借助于轴31驱动风扇组件12。
如本说明书中所使用，术语“轴向”、“轴向地”或“同轴地”指代沿着或基本上平行于中心线34的方向。另外，如本说明书中所使用，术语“径向”或“径向地”指代基本上垂直于中心线34的方向。
图2是示例性涡轮中心架100的透视图，并且图3是可与涡轮中心架100一起使用的整流罩200的透视图。涡轮中心架100包括中心轮毂102和围绕中心轮毂102定位的外环104。在示例性实施例中，中心轮毂102和外环104利用在其间径向延伸的支柱106连接在一起。
另外，在示例性实施例中，涡轮中心架100使用多个整流罩200来保护涡轮中心架100免受热气路径环境的影响。整流罩200包括前缘202、Tmax位置204和后缘206。在示例性实施例中，整流罩200具有空气动力学截面形状。因此，Tmax位置204与整流罩200的最厚部分的轴向位置对应。例如，在一个实施例中，Tmax位置204位于与前缘202相距整流罩200的长度316(图2中未示出)的约30％至约45％或更确切地长度316的约33％处。在一个实施例中，多个整流罩200围绕中心轮毂102布置，并且包括径向外围带(shroud)208和连接至径向外围带208的径向内围带210。因此，基本上环形的过渡管道300由围带208和210围绕中心线34(图1中示出)形成。
图4是过渡管道300和过渡管道400的示意性截面图，并且图5是过渡管道300中可使用的径向外壁302的局部壁斜率的标准化图。虽然将更为详细地论述过渡管道300，但应理解，这种论述可同样适用于过渡管道400。在示例性实施例中，过渡管道300包括由径向内围带210(图3中所示)形成的径向内壁304，以及由径向外围带208(图3中所示)形成的径向外壁302。径向外壁302围绕径向内壁304定位，以使得在其间限定流动通道306。
在一些实施例中，径向外壁302和径向内壁304从过渡管道300的上游端310延伸到过渡管道300的下游端320并且形成轮廓，以促进以流动连通方式连接HPT18与LPT20(图1中所示)。更确切地，径向外壁302的曲率和斜率受控制以促进减少过渡管道300内的流分离。例如，在示例性实施例中，径向外壁302包括从上游端310到预先确定轴向位置308的过度的外壁斜率，以及从预先确定轴向位置308到过渡管道300的下游端320的减小的斜率。如本说明书所使用，术语“斜率”指径向外壁302和径向内壁304在任何给定点处相对于中心线34的角度。
因此，在示例性实施例中，径向外壁302在上游端310处位于与中心线34(图1中所示)相距第一径向距离312处，并且径向外壁302在下游端320处位于与中心线34相距第二径向距离322处。第二径向距离322大于第一径向距离312，以使得其间存在ΔR332。另外，在示例性实施例中，过渡管道300包括高度314、长度316、上游端310处的第一区域318和下游端320处的第二区域328。因此，当过渡管道300具有大于约2.0的半径比(ΔR332/高度314)、介于约2.75与4.50之间的长度316/高度314比以及大于约1.35的面积比(第二区域328/第一区域318)时，受控的径向外壁302扩散是适用的。
在示例性实施例中，径向外壁302的轮廓形成和斜率有助于控制径向外壁302处和整流罩200处的边界层相互作用。例如，径向外壁302被配置用于促进防止径向外壁302处因过度的外壁斜率超过预先确定轴向位置308的斜率而引起的流分离、和/或因流动通道306内存在整流罩200而引起的流分离。更确切地，在示例性实施例中，径向外壁302的斜率从上游端310到预先确定轴向位置308增大，并且从预先确定轴向位置308到下游端320减小。在示例性实施例中，位于预先确定轴向位置308下游的区域与过渡管道300内的一个区域对应，这一个区域因整流罩200使流在周向方向上扩散而可能具有高流分离可能性。
在一个实施例中，预先确定轴向位置308与整流罩200的Tmax位置204对应，Tmax位置204在流动通道306内定位在过渡管道300的上游端310与下游端320之间。在另一个实施例中，并且关于过渡管道400，预先确定轴向位置408位于Tmax位置404下游。由于流体基本上轴向地被导引穿过过渡管道300，流动通道306中存在整流罩200促进在流动通道306中产生流分离，特别是在前缘202处和Tmax位置204的下游。
在另一个实施例中，预先确定轴向位置308与过渡管道300内的一个轴向位置对应，在该轴向位置处，在径向外壁302的边界层处可存在流分离。更确切地，径向外壁302的边界层处的流分离是由过度的外壁斜率引起的。因此，径向外壁302的轮廓被形成为有助于防止被导引穿过具有整流罩200的过渡管道300的流体的流分离。
在示例性实施例中，通过以下方式，过渡管道300有助于提高涡轮机效率同时防止造成的流分离：使径向外壁302的斜率从上游端310到预先确定轴向位置308增大，并且使径向外壁302的斜率从预先确定轴向位置308到下游端320减小。因此，在示例性实施例中，径向外壁302在上游端310处具有约0°的斜率。径向外壁302的斜率随后增大至预先确定轴向位置308处的最大壁斜率324，或增大至预先确定轴向位置408处的最大壁斜率424。最大壁斜率324和424大于约40°，并且更确切地是约40°至约50°。径向外壁302的斜率随后从预先确定轴向位置308开始减小，以使得径向外壁302在下游端320的斜率不小于约30°。
本说明书描述的过渡管道通过促进减少较短过渡管道内的流分离而有助于提高涡轮机组件的性能。本说明书描述的过渡管道使用过度的外壁斜率以在高压涡轮与低压涡轮之间快速地过渡。然而，快速过渡和径向延伸穿过过渡管道的气体动力学支柱的存在可能会在过渡管道中引起外壁扩散和/或流分离。因此，过渡管道的径向外壁的曲率和斜率受控制以促进减少过渡管道中的流分离，从而提高低压涡轮的效率。
本说明书使用各个实例来公开本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制造并使用任何装置或系统，以及执行所涵盖的任何方法。本发明的保护范围由权利要求书限定，并且可包括所属领域的技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包含的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也属于权利要求书的范围。

Claims (18)

1.一种用于涡轮发动机的过渡管道，所述过渡管道包括：
径向内壁；以及
径向外壁，所述径向外壁围绕所述径向内壁定位从而在其间限定流动通道，所述径向外壁从所述过渡管道的上游端延伸到下游端并形成轮廓，以使得所述径向外壁的斜率从所述上游端到预先确定轴向位置增大并且从所述预先确定轴向位置到所述下游端减小；以及
整流罩，所述整流罩在所述流动通道内在所述径向内壁与所述径向外壁之间径向延伸，其中所述整流罩包括气体动力学截面形状；
其中所述预先确定轴向位置与所述整流罩的最厚截面部分的轴向位置对应，以使得所述径向外壁的最大斜率位于所述预先确定轴向位置处。
2.根据权利要求1所述的过渡管道，其中所述径向外壁的所述斜率从所述上游端处的约0°增大至所述预先确定轴向位置处的大于约40°。
3.根据权利要求1所述的过渡管道，其中所述径向外壁在所述预先确定轴向位置处包括最大壁斜率，所述最大壁斜率为约40°至约50°。
4.根据权利要求3所述的过渡管道，其中所述径向外壁的所述斜率从所述最大壁斜率减小至所述下游端处的不小于约30°。
5.根据权利要求1所述的过渡管道，其中所述径向内壁从所述上游端延伸到所述下游端并形成轮廓，以使得所述过渡管道在所述下游端处比在所述上游端处具有更大截面面积。
6.根据权利要求5所述的过渡管道，其中所述过渡管道包括大于约1.35的面积比。
7.根据权利要求1所述的过渡管道，其中所述过渡管道包括大于约2.0的半径比。
8.一种涡轮机组件，所述涡轮机组件包括：
高压涡轮，所述高压涡轮围绕中心线轴定位在与所述中心线轴相距第一半径处；
低压涡轮，所述低压涡轮围绕所述中心线轴定位在与所述中心线轴相距第二半径处，所述第二半径大于所述第一半径；以及
过渡管道，所述过渡管道连接在所述高压涡轮与所述低压涡轮之间，所述过渡管道包括：
径向内壁；
径向外壁，所述径向外壁围绕所述径向内壁定位从而在其间限定流动通道，所述径向外壁从所述过渡管道的上游端延伸到下游端并形成轮廓，以使得所述径向外壁的斜率从所述上游端到预先确定轴向位置增大并且从所述预先确定轴向位置到所述下游端减小；以及
整流罩，所述整流罩在所述流动通道内在所述径向内壁与所述径向外壁之间径向延伸，其中所述整流罩包括气体动力学截面形状；
其中所述预先确定轴向位置与所述整流罩的最厚截面部分的轴向位置对应，以使得所述径向外壁的最大斜率位于所述预先确定轴向位置处。
9.根据权利要求8所述的涡轮机组件，其中所述过渡管道有助于减少被导引穿过所述流动通道的流体的流分离。
10.根据权利要求8所述的涡轮机组件，所述径向内壁从所述上游端延伸到所述下游端并形成轮廓，以使得所述过渡管道在所述下游端处比在所述上游端处具有更大截面面积。
11.根据权利要求8所述的涡轮机组件，其中所述径向外壁的所述斜率从所述上游端处的约0°增大至所述预先确定轴向位置处的大于约40°。
12.根据权利要求8所述的涡轮机组件，其中所述径向外壁在所述预先确定轴向位置处包括最大壁斜率，所述最大壁斜率为约40°至约50°。
13.根据权利要求12所述的涡轮机组件，其中所述径向外壁的所述斜率从所述最大壁斜率减小至所述下游端处的不小于约30°。
14.根据权利要求8所述的涡轮机组件，其中所述径向内壁和所述径向外壁中的每一个围绕所述中心线轴周向地延伸，以使得在其间限定基本上环形的流动通道。
15.一种组装用于涡轮机组件的过渡管道的方法，所述过渡管道包括径向内壁和径向外壁，所述方法包括：
使所述径向外壁围绕所述径向内壁定位，以使得在其间限定流动通道；
使所述径向外壁从所述过渡管道的上游端延伸至下游端；
使所述径向外壁从所述上游端到所述下游端形成轮廓，以使得所述径向外壁的斜率从所述上游端到预先确定轴向位置增大并且从所述预先确定轴向位置到所述下游端减小；以及
提供整流罩，所述整流罩在所述流动通道内在所述径向内壁与所述径向外壁之间径向延伸，其中所述整流罩包括气体动力学截面形状；
其中所述预先确定轴向位置与所述整流罩的最厚截面部分的轴向位置对应，以使得所述径向外壁的最大斜率位于所述预先确定轴向位置处。
16.根据权利要求15所述的方法，其中使所述径向外壁形成轮廓进一步包括：使所述径向外壁的所述斜率从所述上游端处的约0°增大至所述预先确定轴向位置处的大于约40°。
17.根据权利要求15所述的方法，其中使所述径向外壁形成轮廓进一步包括：使所述径向外壁形成轮廓，以使得最大壁斜率位于所述预先确定轴向位置处，所述最大壁斜率为约40°至约50°。
18.根据权利要求17所述的方法，其中使所述径向外壁形成轮廓进一步包括：使所述径向外壁的所述斜率从所述最大壁斜率减小至所述下游端处的不小于约30°。
CN201380049189.7A 2012-09-21 2013-08-20 用于涡轮发动机的过渡管道和组装方法 Active CN104662260B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/624,543 US9222437B2 (en) 2012-09-21 2012-09-21 Transition duct for use in a turbine engine and method of assembly
US13/624543 2012-09-21
PCT/US2013/055804 WO2014046832A1 (en) 2012-09-21 2013-08-20 Transition duct for use in a turbine engine and method of assembly

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104662260A CN104662260A (zh) 2015-05-27
CN104662260B true CN104662260B (zh) 2016-04-27

Family

ID=49081015

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380049189.7A Active CN104662260B (zh) 2012-09-21 2013-08-20 用于涡轮发动机的过渡管道和组装方法

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9222437B2 (zh)
EP (1) EP2917510A1 (zh)
JP (1) JP6184037B2 (zh)
CN (1) CN104662260B (zh)
BR (1) BR112015004937A2 (zh)
CA (1) CA2883886A1 (zh)
WO (1) WO2014046832A1 (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2669474B1 (de) * 2012-06-01 2019-08-07 MTU Aero Engines AG Übergangskanal für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine
US9321115B2 (en) * 2014-02-05 2016-04-26 Alstom Technologies Ltd Method of repairing a transition duct side seal
US10344602B2 (en) 2016-04-18 2019-07-09 General Electric Company Gas turbine engine transition duct and turbine center frame
JP6449218B2 (ja) * 2016-12-15 2019-01-09 三菱重工航空エンジン株式会社 トランジションダクト、タービン、及びガスタービンエンジン
DE102018208151A1 (de) 2018-05-24 2019-11-28 MTU Aero Engines AG Turbinenzwischengehäuse mit spezifisch ausgebildeter Ringraumkontur
US11242770B2 (en) * 2020-04-02 2022-02-08 General Electric Company Turbine center frame and method

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1577491A1 (en) * 2004-03-19 2005-09-21 ROLLS-ROYCE plc Turbine engine arrangements
EP2192269A2 (en) * 2008-11-28 2010-06-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Interturbine duct strut and vane ring for gas turbine engine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6708482B2 (en) 2001-11-29 2004-03-23 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame
DE102004042699A1 (de) 2004-09-03 2006-03-09 Mtu Aero Engines Gmbh Strömungsstruktur für eine Gasturbine
US7610179B2 (en) 2004-09-24 2009-10-27 United Technologies Corporation Coupled parametric design of flow control and duct shape
US7594388B2 (en) * 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
US7306436B2 (en) * 2006-03-02 2007-12-11 Pratt & Whitney Canada Corp. HP turbine blade airfoil profile
US7870719B2 (en) * 2006-10-13 2011-01-18 General Electric Company Plasma enhanced rapidly expanded gas turbine engine transition duct
GB0624294D0 (en) 2006-12-05 2007-01-10 Rolls Royce Plc A transition duct for a gas turbine engine
US8061980B2 (en) 2008-08-18 2011-11-22 United Technologies Corporation Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames
US8371812B2 (en) * 2008-11-29 2013-02-12 General Electric Company Turbine frame assembly and method for a gas turbine engine
US8075259B2 (en) * 2009-02-13 2011-12-13 United Technologies Corporation Turbine vane airfoil with turning flow and axial/circumferential trailing edge configuration
US8316523B2 (en) * 2009-10-01 2012-11-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for centering engine structures
US8511969B2 (en) 2009-10-01 2013-08-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Interturbine vane with multiple air chambers
US20120275922A1 (en) * 2011-04-26 2012-11-01 Praisner Thomas J High area ratio turbine vane
US8845286B2 (en) * 2011-08-05 2014-09-30 Honeywell International Inc. Inter-turbine ducts with guide vanes

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1577491A1 (en) * 2004-03-19 2005-09-21 ROLLS-ROYCE plc Turbine engine arrangements
EP2192269A2 (en) * 2008-11-28 2010-06-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Interturbine duct strut and vane ring for gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
EP2917510A1 (en) 2015-09-16
WO2014046832A1 (en) 2014-03-27
JP2015529782A (ja) 2015-10-08
JP6184037B2 (ja) 2017-08-23
BR112015004937A2 (pt) 2017-07-04
CA2883886A1 (en) 2014-03-27
US9222437B2 (en) 2015-12-29
CN104662260A (zh) 2015-05-27
US20140086739A1 (en) 2014-03-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104662260B (zh) 用于涡轮发动机的过渡管道和组装方法
US9188017B2 (en) Airfoil assembly with paired endwall contouring
EP2738392B1 (en) Fan blade for a turbofan gas turbine engine
US10233775B2 (en) Engine component for a gas turbine engine
JP5507828B2 (ja) 非対称流れ抽出システム
US7798777B2 (en) Engine compressor assembly and method of operating the same
US9650916B2 (en) Turbomachine cooling systems
EP2554793B1 (en) Inter-turbine ducts with guide vanes of a gas turbine engine
CN108799202B (zh) 具有包括导流板的排放槽的压缩机设备
CN104566456A (zh) 涡轮系统中具有改进的后缘的过渡管道组件
CN106988889B (zh) 用于涡轮发动机的涡轮后框架
EP3354848B1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
US10329922B2 (en) Gas turbine engine airfoil
US9297334B2 (en) Exhaust nozzle of a gas turbine engine
CN103620228A (zh) 叶片平台下游容易适用的压缩机排放系统
US9500084B2 (en) Impeller
US11401835B2 (en) Turbine center frame
US20180347403A1 (en) Turbine engine with undulating profile

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant