CN104718371B - 用于引出冰的燃气涡轮发动机可变放气阀 - Google Patents

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Abstract

可变放气阀(49)包括可变放气阀门(50)，其设置在过渡导管(29)中的放气入口(47)中且可围绕门(50)的前端(53)处或其附近的轴线(160)旋转。阀(49)可操作来打开和关闭通往升压器放气流径(46)的放气槽口(170)，升压器放气流径(46)位于过渡导管(29)的外侧，并且具有空气流限制器(88)。空气流限制器(88)可为可变的，诸如瓣阀(92)。升压器放气流径(46)可穿过分叉式放气导管(64)，分叉式放气导管(64)包括由间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定的内部通道(60)，以及由中间放气壁(72)和外部放气壁(74)沿径向界定的外部通道(62)。空气流限制器(88)可包括出口区域(AO)，出口区域(AO)小于内部通道(60)的入口区域(AI)。门(50)密封性地抵靠着中间放气壁(72)，以打开内部通道(60)，而且门(50)密封性地抵靠着外部放气壁(74)，以打开两个通道(60，62)。

Description

用于引出冰的燃气涡轮发动机可变放气阀
技术领域
本发明涉及燃气涡轮发动机可变放气阀，并且更特别地，涉及用来防止喘振和从升压器和核心发动机压缩机之间的导管中移除冰的这样的阀。
背景技术
在燃气涡轮发动机领域中众所周知的是提供可变放气阀(VBV)，典型地提供门，可变放气阀打开，以提供放气流径来在升压器和燃气涡轮发动机的核心发动机压缩机之间放出压缩空气。空气流通常从升压器和核心发动机压缩机之间的所谓的鹅颈流径放出。航空器风扇喷气燃气涡轮发动机和这样的发动机的船舶和工业衍生物已经采用了各种形式的弯曲流径和VBV放气门，弯曲流径和VBV放气门缩回到流径壳中，以便形成通往放气导管的入口，放气导管放出升压器或低压压缩机的排出空气流，以用诸如Monhardt等人的名称为“Combined Surge Bleed and Dust Removal System for a Fan-Jet Engine(用于风扇喷气发动机的联合喘振放气和除尘系统)”的美国专利No. 4,463,552中公开的方式从流径中抽出颗粒。
由于放气流突然弯曲远离压缩机流的方向，所以由于它们的动量的原因，很难将较大的颗粒保持在放气流中。这个问题对于航空器、船舶和基于地面的燃气涡轮发动机是普遍的。涡轮风扇喷气发动机(诸如通用电气CF6和GE90系列发动机)具有成串联关系的风扇、升压器和核心发动机压缩机，其中，传送通过风扇的一部分空气输送到升压器，然后传送到核心发动机压缩机。为了使核心发动机压缩机的入口空气流与其飞行操作要求匹配以及防止升压器失速，提供呈升压器放气导管的形式的升压器可变放气阀(VBV)，升压器放气导管具有在升压器和核心发动机压缩机之间的入口和通往风扇导管的出口。
打开和关闭升压器放气导管在传统上由沿周向设置的多个枢转门提供，枢转门缩回到发动机结构或发动机壳中，并且一个或多个燃料动力促动器提供动力的单个同步(unison)环操作枢转门。钟形曲柄联动件可操作地将缩回的枢转放气门连接到同步环上。与Monhardt的专利中的滑动门或阀相比，这种使用缩回的枢转门的失速预防系统的示例在Shipley等人的名称为“Bypass Valve Mechanism(旁通阀机构)”的美国专利No. 3,638,428中公开，该专利转让给与本发明相同的受让人且通过引用而结合在本文中。VBV的操作由发动机控制器安排，可使用机械型或数字电子型发动机控制器。
与传统放气阀导管和阀门相关联的问题在于，较大的颗粒和较大量的颗粒(诸如冰)往往不会吸到放气导管中。合乎需要的是具有一种发动机，其提供从压缩机空气流中移除大量冰以及高效地在升压器和核心发动机压缩机之间放出空气的能力。因而，非常合乎需要的是从鹅颈流径中移除冰，而不移除核心空气流，或者最大程度地减少移除的核心空气流的量。
另一方面，旁通比较高的发动机具有较小的核心流和较大的弹头前部区域。这意味着有较多冰、冰雹或水通过压缩机进入到燃烧器中，导致空气的含水量较高。这两个基本现象共同导致燃烧器中的水-空气比显著增大，使得这样的航空器发动机在下雨或降雹时更容易受发动机熄火问题的影响。具有较大前部区域的旁通比较高的发动机还会在结冰环境内在空转操作期间，导致在升压器入口和升压器级上积冰。这在加速期间导致冰脱落增加，包括在最大功率操作下或其附近的脱落。它还会提高冰脱落且尤其是高速转子冰脱落引起压缩机失速的风险，这在历史上对于双轴发动机一直是个问题，而且将继续成为未来大型发动机的问题。
现代高旁通比发动机结合较高压力的核心压缩机和较低压力的升压器，并且因而，在升压器出口和风扇旁通导管之间产生较小压差。这会增加从升压器的下游对风扇旁通导管放出足够量的空气来保护升压器不失速的难度。通过打开VBV门而将一些升压器流卸放到机外，来控制升压器失速边界，以便将升压器操作线路控制到低于其失速线的点。
因而，非常合乎需要的是使用于高旁通比发动机的可变放气阀和系统结合较高压力的核心压缩机和较低压力的升压器，从升压器的下游放出足够量的空气来保护升压器不失速。也非常高合乎需要的是使用于高旁通比发动机的可变放气阀和系统能够防止冰脱落且更特别地是高速转子冰脱落导致压缩机失速或者导致燃烧器中的熄火。
发明内容
燃气涡轮发动机可变放气设备(48)包括可变放气阀(49)，可变放气阀(49)包括设置在过渡导管(29)中的放气入口(47)中的可变放气阀门(50)，以及位于门(50)的上游端或前端和下游端或后端(53，54)处的前部唇缘和后部唇缘(51，52)。门(50)可围绕门(50)的前端(53)处或其附近的轴线(160)枢转或旋转，可变放气阀(49)可操作来打开和关闭通往升压器放气流径(46)的放气槽口(170)，升压器放气流径(46)位于过渡导管(29)的径向外侧。放气槽口(170)在放气入口(47)处从过渡导管(29)的外部环形壁(67)大体沿径向向外延伸到VBV门(50)的后部唇缘(52)，并且空气流限制器(88)设置在升压器放气流径(46)中。空气流限制器(88)可为可变空气流限制器(90)，诸如瓣阀(92)。
过渡导管(29)可相对于发动机中心线(12)具有过渡导管圆锥角(A1)，升压器外部护罩(222)在过渡导管(29)的上游和附近，升压器外部护罩(222)相对于发动机中心线(12)具有升压器圆锥角(A2)，并且过渡导管圆锥角(A1)大于升压器圆锥角(A2)。
升压器放气流径(46)可延伸通过分叉式放气导管(64)，分叉式放气导管(64)包括内部通道和外部通道(60，62)、沿径向间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定内部通道(60)，并且中间放气壁(72)和与中间放气壁(72)沿径向间隔开的外部放气壁(74)沿径向界定外部通道(62)。空气流限制器(88)可位于内部通道(60)的内部通道出口(80)处，并且在内部通道出口(80)处包括内部通道(60)的出口区域(AO)，出口区域(AO)大于内部通道(60)的入口区域(AI)。
门(50)可操作来与中间放气壁(72)协作，以及使门(50)的后端(54)处的后部唇缘(52)基本密封性地抵靠着后部唇缘(52)，以完全打开内部通道(60)，而且门(50)可操作来与外部放气壁(74)协作，以及使后部唇缘(52)基本密封性地抵靠着外部放气壁(74)，以完全打开内部通道和外部通道(60，62)。
升压器放气流径(46)还可延伸通过放气导管(66)，放气导管(66)不分叉，并且被沿径向间隔开且弯曲的内部放气壁和外部放气壁(70，74)沿径向界定，内部放气壁和外部放气壁(70，74)沿径向向内弯曲。放气导管(66)从放气导管入口(77)向下游或向后延伸到放气导管出口(78)，并且可变空气流限制器(90)可操作地位于放气导管出口(78)处。
升压器放气流径(46)还可在没有放气导管和升压器放气流径(46)被沿径向向内弯曲的内部放气壁(70)沿径向向内界定的情况下从VBV门(50)向下游或向后延伸通过升压器放气流径(46)。空气流限制器(88)是可变空气流限制器(90)。可变空气流限制器(90)可为瓣阀(92)，瓣阀(92)可以可操作地联动到门(50)的径向外部端(128)上。
操作可变放气阀(49)的方法包括围绕门(50)的前端(53)处或附近的轴线(160)旋转设置在过渡导管(29)中的放气入口(47)中的燃气涡轮发动机可变放气阀(49)的可变放气阀门(50)，以打开和关闭分叉式放气导管(64)的入口(77)处的放气槽口(170)。放气槽口(170)从过渡导管(29) 大体沿径向向外延伸到门(50)的后端(54)处的后部唇缘(52)。
方法可进一步包括打开和关闭分叉式放气导管(64)的内部通道和外部通道(60，62)，其中，沿径向间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定内部通道(60)，并且中间放气壁(72)和与中间放气壁(72)沿径向间隔开的外部放气壁(74)沿径向界定外部通道(62)。通过围绕轴线(160)旋转门(50)，以使后端(54)基本密封性地抵靠着中间放气壁(72)，来完全打开内部通道(60)，以及通过围绕轴线(160)旋转门(50)，以使后端(54)基本密封性地抵靠着外部放气壁(74)，来完全打开内部通道和外部通道(60，62)两者。
方法可进一步包括通过围绕轴线(160)旋转门(50)以使后部唇缘(52)在中间放气壁和外部放气壁(72，74)之间移动，来完全打开内部通道(60)和部分地完全打开外部通道(62)，以调节来自过渡导管(29)中的核心空气流(15)的放气空气(19)，以便进行升压器操作线路控制。
另一种操作燃气涡轮发动机可变放气阀(49)的方法，燃气涡轮发动机可变放气阀(49)包括可变放气阀门(50)，可变放气阀门(50)设置在过渡导管(29)中的放气入口(47)中，并且可旋转地附连到毂框架(129)上，该方法包括：围绕门(50)的前端(53)处或其附近的轴线(160)旋转门(50)，以打开和关闭通往升压器放气流径(46)的放气槽口(170)，升压器放气流径(46)设置成通过毂框架(129)；同时打开或关闭设置在升压器放气流径(46)中的可变空气流限制器(90)；以及操作阀和限制器，以放出过渡导管(29)中的核心空气流(15)，以及/或者引出过渡导管(29)中的冰。
附图说明
在结合附图得到的以下描述中阐明本发明的前述方面和其它特征，其中：
图1是航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机的示例性实施例的纵向部分截面图和部分简图，航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机具有在升压器和高压压缩机之间的过渡导管中的可变放气阀(VBV)，过渡导管使离开升压器的核心空气流转向。
图2是在图1中示出的发动机中处于关闭位置的阀的门的放大部分截面图和部分简图。
图3是处于部分地打开位置的阀相对于发动机中的过渡导管处于第一向外旋转位置的图2中示出的门的截面图。
图4是处于完全打开位置的阀和相对于发动机中的过渡导管处于第二向外旋转位置的图2中示出的门的截面图。
图5是备选门的截面图，备选门具有弯曲内表面和比图2中示出的门更深的阀铲(scoop)。
图6是相对于发动机中的过渡导管处于第一向外旋转位置的图5中示出的门的截面图。
图7是相对于发动机中的过渡导管处于第二向外旋转位置的图5中示出的门的截面图。
图8是备选阀的截面图和简图，备选阀具有在图1中示出的发动机中的毂框架中的非分叉式放气导管和可变空气流限制器。
图9是另一个备选阀的截面图和简图，该另一个备选阀具有可变空气流限制器，而且没有用于图1中示出的发动机中的毂框架中的放气导管。
具体实施方式
图1中示出示例性航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机10，其围绕发动机中心线12，并且适当地设计成安装到航空器的机翼或机身上。发动机10包括处于向下游连续流连通的风扇14、升压器16、高压压缩机18、燃烧器20、高压涡轮(HPT)22和低压涡轮(LPT)24。核心发动机25包括通过高压传动轴23连结到高压压缩机18和燃烧器20上的HPT或高压涡轮22。LPT或低压涡轮24通过低压传动轴26连结到风扇14和升压器16两者上。
存在高旁通航空器燃气涡轮发动机，诸如劳斯莱斯建造的一些，其具有超过两个压缩机和涡轮。劳斯莱斯例如具有带有三个压缩机的三转子发动机，压缩机各自由不同的涡轮驱动。因而，本文公开的VBV阀和门可结合在两个压缩机之间，并且不限于仅在低压压缩机(诸如本文示出的升压器)和高压压缩机之间。
在典型操作中，空气27被风扇14加压，并且产生内部或核心空气流15，内部或核心空气流15被引导通过升压器16，升压器16进一步对核心空气流15加压。然后加压空气流到高压压缩机18，高压压缩机18进一步对空气加压。加压空气在燃烧器20中与燃料混合，以产生热燃烧气体28，热燃烧气体28又向下游流过HPT 22和LPT 24。
在风扇14后面不远处包围升压器16的流分离器34包括尖前缘32，尖前缘32将被风扇14加压的风扇空气27分成径向内部流(核心空气流15)和径向外部流或旁通空气流17，径向内部流被引导通过升压器16，径向外部流或旁通空气流17则被引导通过与升压器16沿径向向外间隔开的旁通导管36。包围风扇14和旁通导管36的风扇壳30由围绕发动机中心线12的环形风扇框架33支承。升压器16包括成交错环形排44的升压器叶片和导叶38、42，其沿径向向外和向内延伸跨过升压器导管40中的升压器流径39。成环形排的升压器叶片38适当地连结到风扇14上。升压器16位于风扇框架33的前部，并且在流分离器34的径向内侧。
风扇框架33包括环形外部框架壳123、风扇毂框架129和在它们之间延伸的多个沿周向间隔开的导管支柱134。导管支柱134为翼型形状，因为旁通空气在相邻的导管支柱之间经过。也被称为鹅颈管的过渡导管29位于风扇毂框架129的径向内部端136处，并且沿轴向设置在升压器16和核心发动机25的高压压缩机18之间，而且与它们处于流体连通。放气排出导管58远离风扇毂框架129通往旁通导管36。
参照图1和2，放气入口47(即，开口)设置在升压器16和高压压缩机18之间的过渡导管29的外部环形壁67中。在图2-4和8-9中示出的过渡导管29的示例性实施例中，外部环形壁67是外部圆锥形壁68，而在图5-7中示出的过渡导管29的示例性实施例中，外部环形壁67是弯曲的。使用可变放气设备48来在升压器16和高压压缩机18之间放出核心空气流15，以防止升压器16在某些发动机操作状况下失速。
可变放气设备48包括可变放气阀49(VBV)，可变放气阀49具有设置在放气入口47中的可变放气阀门50。在图2中示出VBV门50处于完全关闭放气入口47的关闭位置。VBV门50可操作来打开通往升压器放气流径46的放气槽口170，升压器放气流径46位于过渡导管29的径向外侧，并且从VBV门50延伸通过风扇毂框架129，通过放气排出导管58到达旁通导管36。放气槽口170在放气入口47处从过渡导管29的外部圆锥形壁68沿径向延伸到VBV门50的后部唇缘52。
VBV门50包括位于门50的上游端或前端53和下游端或后端54处的前部唇缘51和后部唇缘52。VBV门50用来在冰到达高压压缩机18(这可引起失速状况、空气流不稳定状况和熄灭燃烧器20中的火焰或燃烧)之前从升压器和过渡导管29中放出空气和引出冰。由箭头和虚线46指示的沿周向设置的多个升压器放气流径46从风扇毂框架129中的VBV门50延伸通过放气排出导管58到达旁通导管36。
回头参照图2，VBV门50可围绕轴线160枢转或旋转，轴线160由铰接件轴线160例示。VBV门50由促动器(未显示)促动，促动器使同步环102沿轴向前后平移和相对于发动机中心线12沿径向旋转。众所周知的是，使用用于定位门的促动器、同步环和钟形曲柄来操作或旋转VBV门，使其打开和关闭。这个的一个示例可在Shipley等人的1972年2月1日的名称为“BYPASS VALVE MECHANISM(旁通阀机构)”美国专利No. 3,638,428中找到。
VBV门50在VBV门50的前端53附近铰接到风扇框架33的风扇毂框架129上。门铰接件82将VBV门50可旋转地连接或铰接到风扇毂框架129上。联动件55包括联动到钟形曲柄114的前部钟形曲柄臂120和后部钟形曲柄臂122上的前部链接件110和后部链接件112。前部链接件110可操作地将同步环102联动到前部钟形曲柄臂120上。后部链接件112可操作地将后部钟形曲柄臂122联动到VBV门50的径向外部端128上的外部球形接头126的外部吊环124上。钟形曲柄114围绕相对于风扇毂框架129固定的钟形曲柄轴线116枢转。这会打开和关闭VBV门50。
可变放气阀49的示例性实施例包括可变流分叉式放气导管64，其沿径向邻近风扇毂框架129内部的内部通道60和外部通道62，通往放气排出导管58。沿径向间隔开的内部放气壁70和中间放气壁72沿径向界定内部通道60。中间放气壁72和与中间放气壁72沿径向间隔开的径向外部放气壁74沿径向界定外部通道62。沿径向间隔开的内部放气壁70、中间放气壁72和外部放气壁74的示例性实施例沿径向向内弯曲。沿着内部通道60的前部边缘的前部唇缘75和过渡导管29的外部圆锥形壁68的边缘沿着放气入口47相遇，以提供铲84来加强冰引出。当可变放气阀49和VBV门50打开或处于打开位置时，通往分叉式放气导管64的放气导管入口77处的放气槽口170打开，从而允许来自核心空气流15的放气空气19流到内部通道60中，或者流到内部通道60和外部通道62两者中。
可变放气阀49设计成操作成使得VBV门50分别处于图2中示出的完全关闭或关闭位置和在图3和4中示出的第一和第二部分打开位置和完全打开位置。VBV门50可旋转到分别在图3和4中示出的完全关闭位置和完全打开位置之间的任何位置。当VBV门50的后端54处的后部唇缘52密封性地抵靠着内部放气壁70时，VBV门50处于完全关闭位置，并且密封放气入口47。
VBV门50的后端54处的后部唇缘52与中间放气壁72和外部放气壁74协作，以打开通往过渡导管29的内部通道60和外部通道62，以及通过放气入口47的核心空气流15。VBV门50旋转，以与中间放气壁72协作，以及使VBV门50的后端54处的后部唇缘52基本密封性地抵靠着中间放气壁72，以打开内部通道60。VBV门50旋转，以与外部放气壁74协作，以及使门50的后端54处的后部唇缘52基本密封性地抵靠着外部放气壁74，以打开内部通道60和外部通道62。
内部通道60和外部通道62在大小和形状上设置成最大程度地减小对核心空气流15和循环操作的影响，诸如通过设置内部通道60的有效流区域A的大小。这可通过减小这个内部通道60的周向宽度或内部通道出口80处的通道径向高度H实现。这提供小于内部通道60的入口区域AI的出口区域AO，并且出口区域AO用作内部通道60的内部通道出口80处的升压器放气流径46中的空气流限制器88。内部通道60的这个后端区域在大小上设置成使得通过这个通道的空气流受到限制，而且是对于排气温度(EGT)考量来说可接受的量。在门50的下游端或后端54处的后部唇缘52上且沿着VBV门的侧边缘86的密封件242最大程度地减小在VBV门处于打开位置时的空气流损失和负面循环影响。
可变放气阀49的示例性实施例包括一个或多个铰接销76，铰接销76可旋转地设置成通过附连到VBV门50和风扇毂框架129上的铰接件82的吊环凸耳98中的线性地对齐的同轴铰接孔100。VBV门50可旋转地连接到风扇毂框架129上。铰接件轴线160穿过一个或多个铰接销76，并且VBV门50可围绕铰接件轴线160旋转。因而VBV门50可操作来围绕VBV门50的前端53处或其附近的铰接件轴线160向外旋转和旋转远离过渡导管29。
可变放气阀49的示例性实施例操作成使得VBV门50完全关闭或处于图2中示出的关闭位置，以实现高速性能操作，其中未从核心空气流15中移除放气空气19，而且未从过渡导管29中移除冰。VBV门50可旋转到图3中示出的部分地打开的第一位置，其中，VBV门50与中间放气壁72协作，并且使VBV门50的后端54处的后部唇缘52基本密封性地抵靠着中间放气壁72，以打开内部通道60。这个第一位置主要设计成用于从过渡导管29中引出冰、水、灰尘和污垢的高速和高功率发动机操作。在这个发动机操作状况和可变放气阀设置下，从核心空气流15中移除少许放气空气19。
VBV门50可旋转到图4中示出的完全打开的第二位置，其中，VBV门50与外部放气壁74协作，并且使VBV门50的后端54处的后部唇缘52基本密封性地抵靠着外部放气壁74，以打开内部通道60和外部通道62两者。这个第二完全打开位置主要设计成用于低速发动机操作，而且还允许从过渡导管29中引出冰、水、灰尘和污垢。这典型地在空转和部分功率发动机操作下进行，以传送升压器操作线路控制所需的最大空气流。VBV门50还可在第一打开位置和第二打开位置之间旋转，以调节来自核心空气流15的放气空气19，以便进行升压器操作线路控制。调节包括旋转VBV门50，使得VBV门50的后端54处的后部唇缘52在中间放气壁72和外部放气壁74之间移动，以改变或调节流过外部通道62的放气空气19。这会完全打开内部通道60，以及改变外部通道62打开的量。
参照图1和2，在核心空气流15离开通往过渡导管29的升压器出口228之后，通过使核心空气流15在过渡导管29中进一步沿径向向内朝发动机中心线12和高压压缩机18转向，来移除冰和其它颗粒。升压器外部流径220还在升压器16的最后几级上具有较大的半径R，从发动机中心线12开始测量半径R。这个流转向由过渡导管29的外部圆锥形壁68实现，外部圆锥形壁68相对于发动机中心线12具有过渡导管圆锥角A1，过渡导管圆锥角A1大于升压器外部护罩222的升压器圆锥角A2。升压器外部护罩222在升压器出口228处包围升压器出口导叶226(OGV)的外部端224。
离开升压器16的核心空气流15在与升压器出口228的外部流径(大体与升压器外部护罩222相同)相切的路径上线性地流动。在冰脱落时，冰粒跟随这个相同的路径或轨线，大多数冰都位于流径的外部部分中。传统上，由升压器出口228的外部流径设定的流向平行于VBV门50。使过渡导管圆锥角A1比升压器圆锥角A2大大约10度或更大对于高速引出流冰更有益，同时最大程度地减少从升压器出口放出的空气流量，以及从而最大程度地降低排气温度(EGT)和其它循环影响。
升压器和过渡导管中的核心空气流15仍然附连到壁上，并且由于其圆锥角差的原因，向下转向进入到压缩机中。但是，冰粒具有太大的质量和惯量以致于不能进行这个转向，所以它们在它们的笔直轨线上继续而离开升压器。然后它们与过渡导管的外壁相撞，并且沿着外壁滑动，直到流径再次转向而进入到HPC中。当后部槽口在VBV门的后端处打开时，外部流径中的冰与VBV门的底部相撞且沿着VBV门的底部滑动到风扇毂框架中，或者在其笔直轨线上继续而离开升压器，并且通过放气槽口170进入到风扇毂框架中。这将使得颗粒向外被施加离心且更容易引出。另外，叶片和导叶设计可变成通过增大的二面叶片形状，对冰引入更多的向外推力。
图5-7中示出了具有备选过渡导管29和备选VBV门50的可变放气阀49的备选实施例。代替在升压器16和高压压缩机18之间的过渡导管29中的纯圆锥形外壁，存在过渡导管29的弓形或弯曲的外部环形壁140。VBV门50包括外部环形壁140的大部分。过渡导管29的外部环形壁140包括沿径向向内沿轴向弯曲的表面142，该表面142沿径向向内朝发动机中心线12弯曲，使得VBV门50突入到过渡导管29中，并且进一步使核心空气流15在过渡导管29中沿径向向内转向。弯曲外部环形壁140在VBV门50的后端54附近的放气入口47处具有切线143。切线143相对于发动机中心线12具有过渡导管环形壁角A3。环形壁角A3大于升压器外部护罩222的升压器圆锥角A2。
弯曲表面142在门50的后端54处基本达到其最大高度MH。弯曲表面142沿轴向向后继续，并且其表面高度沿着外部环形壁140从VBV门50的后端54附近的放气入口47变窄，直到弯曲表面高度在弯曲表面142的轴向后端处为0。表面可为圆形或抛物线形，或者椭圆形或者以别的方式弯曲。沿着内部通道60的前部边缘的前部唇缘75和过渡导管29的外部圆锥形壁68的边缘沿着放气入口47相遇，以提供铲84来加强冰引出。这个铲比图2中示出的实施例更深，并且进一步延伸到过渡导管29中，而且进一步加强冰引出。
可变放气阀49设计成操作成使得VBV门50分别处于图5中示出的完全关闭位置或关闭位置和在图6和7中示出的第一和第二部分打开位置和完全打开位置。VBV门50可旋转到分别在图6和7中示出的完全关闭位置和完全打开位置之间的任何位置。在门50的下游后端54处的后部唇缘52上的密封件242设计成接合和密封性地抵靠着内部放气壁70、中间放气壁72和外部放气壁74。沿着VBV门50的侧边缘86的侧部门密封件(未显示)接合和密封性地抵靠着毂框架129中的毂支柱132。这些密封件最大程度地减小当VBV门处于打开位置时的空气流损失和负面循环作用。
图8中示出的是备选可变放气阀49，其具有非分叉式放气导管66和升压器放气流径46中的可变空气流限制器90。放气导管66被沿径向间隔开且弯曲的内部放气壁70和外部放气壁74界定，内部放气壁70和外部放气壁74沿径向向内弯曲。放气导管66从放气导管入口77向下游或向后延伸到放气导管出口78。可变空气流限制器90被示为可操作地位于导管出口78处的瓣阀92。向内和向外打开的瓣阀92可操作地联动到钟形曲柄114上，以通过瓣阀92和VBV门50的径向外部端128之间的阀链接件94来实现促动(打开和关闭)。可使用钟形曲柄和这些限制器之间的合适联动件，以受控制的计划方式和比例方式打开和关闭可变空气流限制器90且特别是瓣阀92。
图9中示出的是另一个备选可变放气阀49，其不具有放气导管和升压器放气流径46中的可变空气流限制器90。升压器放气流径46从VBV门50向下游或向后延伸通过风扇毂框架129，在那里，风扇毂框架129被沿径向向内弯曲的内部放气壁70沿径向向内界定。可变空气流限制器90被示为可操作地位于通往放气排出导管58的排出导管入口59处的瓣阀92。放气排出导管58在本文被示为安装在风扇毂框架129上。向内和向外打开的瓣阀92可操作地联动到钟形曲柄114上，以通过瓣阀92和VBV门50的径向外部端128之间的阀链接件94来实现促动(打开和关闭)。可使用钟形曲柄和这些限制器之间的合适联动件，以受控制的计划方式和比例方式打开和关闭可变空气流限制器90且特别是瓣阀92。
已经用说明性方式描述了本发明。要理解的是，已经使用的用语意于为描述性而非限制性词语的性质。虽然已经在本文描述了认为是本发明的优选和示例性实施例的内容，但根据本文的教导，本发明的其它修改对于本领域技术人员应是显而易见的，因此，希望在所附权利要求中保护落在本发明的精神和范围内的所有这样的修改。
因此，在所附权利要求中限定和区分的本发明想要得到美国专利特许证的保护。

Claims (8)

1.一种燃气涡轮发动机可变放气设备(48)，包括：
可变放气阀(49)，其包括设置在过渡导管(29)中的放气入口(47)中的可变放气阀门(50)，
位于所述可变放气阀门(50)的上游端或前端和下游端或后端(53，54)处的前部唇缘和后部唇缘，
所述可变放气阀门(50)可围绕所述可变放气阀门(50)的前端(53)处或其附近的轴线(160)枢转或旋转，
所述可变放气阀(49)可操作来打开和关闭通往升压器放气流径(46)的放气槽口(170)，所述升压器放气流径(46)位于所述过渡导管(29)的径向外侧，
所述放气槽口(170)在所述放气入口(47)处从所述过渡导管(29)的外部环形壁(67)大体沿径向向外延伸到所述可变放气阀门(50)的后部唇缘(52)，以及
在所述升压器放气流径(46)中的空气流限制器(88)；
其中，所述升压器放气流径(46)延伸通过分叉式放气导管(64)，所述分叉式放气导管(64)包括内部通道和外部通道(60，62)，沿径向间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定所述内部通道(60)，以及所述中间放气壁(72)和与所述中间放气壁(72)沿径向间隔开的外部放气壁(74)沿径向界定所述外部通道(62)；
其中，所述空气流限制器(88)位于所述内部通道(60)的内部通道出口(80)处，并且所述空气流限制器(88)在所述内部通道出口(80)处包括所述内部通道(60)的出口区域(AO)，所述出口区域(AO)大于所述内部通道(60)的入口区域(AI)；
其中，所述可变放气阀门(50)可操作来与所述中间放气壁(72)协作，以及使所述可变放气阀门(50)的后端(54)处的后部唇缘(52)基本密封性地抵靠着所述中间放气壁(72)，以完全打开所述内部通道(60)，而且所述可变放气阀门(50)可操作来与所述外部放气壁(74)协作，以及使所述后部唇缘(52)基本密封性地抵靠着所述外部放气壁(74)，以完全打开所述内部通道和外部通道(60，62)。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机可变放气设备(48)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机可变放气设备(48)进一步包括：
所述过渡导管(29)相对于发动机中心线(12)具有过渡导管圆锥角(A1)，
在所述过渡导管(29)的上游和附近的升压器外部护罩(222)，
所述升压器外部护罩(222)相对于发动机中心线(12)具有升压器圆锥角(A2)，以及
所述过渡导管圆锥角(A1)大于所述升压器圆锥角(A2)。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机可变放气设备(48)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机可变放气设备(48)进一步包括，所述空气流限制器(88)是可变空气流限制器(90)。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机可变放气设备(48)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机可变放气设备(48)进一步包括：
所述分叉式放气导管由沿径向间隔开且弯曲的内部放气壁和外部放气壁(70，74)沿径向界定，所述内部放气壁和外部放气壁(70，74)沿径向向内弯曲，
所述分叉式放气导管从放气导管入口(77)向下游或向后延伸到放气导管出口(78)，以及
所述可变空气流限制器(90)是瓣阀(92)，其可操作地位于所述导管出口(78)处且可操作地联动到所述可变放气阀门(50)的径向外部端(128)上。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机可变放气设备(48)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机可变放气设备(48)进一步包括：
外部环形壁(67)是弯曲的外部环形壁(140)，
所述可变放气阀门(50)包括所述外部环形壁(140)的大部分，
在过渡导管(29)的上游和附近的升压器外部护罩(222)，
所述升压器外部护罩(222)相对于发动机中心线(12)具有升压器圆锥角(A2)，以及
在所述可变放气阀门(50)的后端(54)附近的放气入口(47)处与所述弯曲的外部环形壁(140)相切的切线(143)，其相对于所述发动机中心线(12)具有过渡导管环形壁角(A3)，所述过渡导管环形壁角(A3)大于所述升压器圆锥角(A2)。
6.一种航空器燃气涡轮发动机(10)，包括：
处于向下游连续流连通的风扇(14)、升压器(16)和围绕发动机中心线(12)的高压压缩机(18)；从升压器(16)沿径向向外间隔开的旁通导管(36)；
环形风扇框架(33)，其支承风扇壳(30)，所述风扇壳(30)包围所述风扇(14)和所述旁通导管(36)；
所述风扇框架(33)包括环形外部框架壳(123)、风扇毂框架(129)和在它们之间延伸的多个沿周向间隔开的导管支柱(134)；
过渡导管(29)，其位于所述风扇毂框架(129)的径向内部端(136)处，并且沿轴向设置在所述升压器(16)和所述高压压缩机(18)之间，并且与它们处于流体连通；
从所述风扇毂框架(129)延伸到所述旁通导管(36)的放气排出导管(58)；
至少一个可变放气阀(49)，其包括设置在所述过渡导管(29)中的放气入口(47)中的可变放气阀门(50)；
位于所述可变放气阀门(50)的上游端或前端和下游端或后端(53，54)处的前部唇缘和后部唇缘；
所述可变放气阀门(50)铰接到所述风扇毂框架(129)上，并且可围绕所述可变放气阀门(50)的前端(53)处或其附近的轴线(160)枢转或旋转；
所述可变放气阀(49)可操作来打开和关闭通往升压器放气流径(46)的放气槽口(170)，所述升压器放气流径(46)从放气槽口(170)延伸通过所述放气排出导管(58)中的一个而到达所述旁通导管(36)；
所述放气槽口(170)在所述放气入口(47)处从所述过渡导管(29)的外部圆锥形壁(68)大体沿径向向外延伸到所述可变放气阀门(50)的后部唇缘(52)；以及
在所述升压器放气流径(46)中的空气流限制器(88)；
其中，所述升压器放气流径(46)延伸通过分叉式放气导管(64)，所述分叉式放气导管(64)包括内部通道和外部通道(60，62)，沿径向间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定所述内部通道(60)，以及所述中间放气壁(72)和与所述中间放气壁(72)沿径向间隔开的外部放气壁(74)沿径向界定所述外部通道(62)；
其中，所述空气流限制器(88)位于所述内部通道(60)的内部通道出口(80)处，并且所述空气流限制器(88)在所述内部通道出口(80)处包括所述内部通道(60)的出口区域(AO)，所述出口区域(AO)大于所述内部通道(60)的入口区域(AI)；
其中，所述可变放气阀门(50)可操作来与所述中间放气壁(72)协作，以及使所述可变放气阀门(50)的后端(54)处的后部唇缘(52)基本密封性地抵靠着所述中间放气壁(72)，以完全打开所述内部通道(60)，而且所述可变放气阀门(50)可操作来与所述外部放气壁(74)协作，以及使所述后部唇缘(52)基本密封性地抵靠着所述外部放气壁(74)，以完全打开所述内部通道和外部通道(60，62)。
7.一种操作燃气涡轮发动机可变放气阀(49)的方法，所述燃气涡轮发动机可变放气阀(49)包括设置在过渡导管(29)中的放气入口(47)中的可变放气阀门(50)，所述方法包括使所述可变放气阀门(50)围绕所述可变放气阀门(50)的前端(53)处或其附近的轴线(160)旋转，以打开和关闭分叉式放气导管(64)的入口(77)处的放气槽口(170)，所述放气槽口(170)从所述过渡导管(29)大体沿径向向外延伸到所述可变放气阀门(50)的后端(54)处的后部唇缘(52)；
所述方法包括：打开和关闭所述分叉式放气导管(64)的内部通道和外部通道(60，62)，其中，沿径向间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定所述内部通道(60)，并且所述中间放气壁(72)和与所述中间放气壁(72)沿径向间隔开的外部放气壁(74)沿径向界定所述外部通道(62)，通过围绕所述轴线(160)旋转可变放气阀门(50)以使所述后端(54)基本密封性地抵靠着所述中间放气壁(72)，来完全打开所述内部通道(60)，以及通过围绕所述轴线(160)旋转所述可变放气阀门(50)以使所述后端(54)基本密封性地抵靠着所述外部放气壁(74)，来完全打开所述内部通道和外部通道(60，62)两者；
所述方法包括：打开和关闭所述分叉式放气导管(64)的内部通道和外部通道(60，62)，其中，沿径向间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定所述内部通道(60)，并且所述中间放气壁(72)和与中间放气壁(72)沿径向间隔开的外部放气壁(74)沿径向界定所述外部通道(62)，以及通过围绕所述轴线(160)旋转所述可变放气阀门(50)以使所述后部唇缘(52)在所述中间放气壁和外部放气壁(72，74)之间移动来完全打开所述内部通道(60)，以及部分地完全打开外部通道(22)，以调节来自所述过渡导管(29)中的核心空气流(15)的放气空气(19)，以便进行升压器操作线路控制。
8.一种操作燃气涡轮发动机可变放气阀(49)的方法，所述燃气涡轮发动机可变放气阀(49)包括可变放气阀门(50)，所述燃气涡轮发动机可变放气阀(49)设置在过渡导管(29)中的放气入口(47)中，并且可旋转地附连到毂框架(129)上，所述方法包括：
使所述可变放气阀门(50)围绕所述可变放气阀门(50)的前端(53)处或其附近的轴线(160)旋转，以打开和关闭放气槽口(170)，所述放气槽口(170)通往设置成通过所述毂框架(129)的升压器放气流径(46)，
同时打开或关闭设置在所述升压器放气流径(46)中的可变空气流限制器(90)，以及
操作所述阀和所述限制器，以放出所述过渡导管(29)中的核心空气流(15)，以及/或者引出所述过渡导管(29)中的冰；
所述可变放气阀门；
所述方法包括：打开和关闭分叉式放气导管(64)的内部通道和外部通道(60，62)，其中，沿径向间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定所述内部通道(60)，并且所述中间放气壁(72)和与所述中间放气壁(72)沿径向间隔开的外部放气壁(74)沿径向界定所述外部通道(62)，通过围绕所述轴线(160)旋转可变放气阀门(50)以使所述后端(54)基本密封性地抵靠着所述中间放气壁(72)，来完全打开所述内部通道(60)，以及通过围绕所述轴线(160)旋转所述可变放气阀门(50)以使所述后端(54)基本密封性地抵靠着所述外部放气壁(74)，来完全打开所述内部通道和外部通道(60，62)两者；
所述方法包括：打开和关闭所述分叉式放气导管(64)的内部通道和外部通道(60，62)，其中，沿径向间隔开的内部放气壁和中间放气壁(70，72)沿径向界定所述内部通道(60)，并且所述中间放气壁(72)和与中间放气壁(72)沿径向间隔开的外部放气壁(74)沿径向界定所述外部通道(62)，以及通过围绕所述轴线(160)旋转所述可变放气阀门(50)以使后部唇缘(52)在所述中间放气壁和外部放气壁(72，74)之间移动来完全打开所述内部通道(60)，以及部分地完全打开外部通道(22)，以调节来自所述过渡导管(29)中的核心空气流(15)的放气空气(19)，以便进行升压器操作线路控制。
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Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102014217831A1 (de) * 2014-09-05 2016-03-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Entnahme von Zapfluft und Flugzeugtriebwerk mit mindestens einer Vorrichtung zur Entnahme von Zapfluft
GB201416928D0 (en) * 2014-09-25 2014-11-12 Rolls Royce Plc A gas turbine and a method of washing a gas turbine engine
DE102014221049A1 (de) * 2014-10-16 2016-04-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Anordnung und Verfahren zum Abblasen von Verdichterluft in einem Triebwerk
GB201419756D0 (en) * 2014-11-06 2014-12-24 Rolls Royce Plc Bleed valve
US10190506B2 (en) * 2014-12-02 2019-01-29 United Technologies Corporation Turbomachine bypass flow diverting assembly and method
GB2533586A (en) * 2014-12-22 2016-06-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine intake duct
US10330019B2 (en) 2015-02-25 2019-06-25 Hamilton Sundstrand Corporation Self-actuating and dual pivot flapper valve
GB201504010D0 (en) * 2015-03-10 2015-04-22 Rolls Royce Plc Gas bleed arrangement
FR3034462B1 (fr) * 2015-04-01 2017-03-24 Snecma Conduit de veine de decharge d'une turbomachine comprenant une grille vbv a section variable
US9909497B2 (en) * 2015-05-07 2018-03-06 United Technologies Corporation Combined stability and customer bleed with dirt, water and ice rejection
FR3036136B1 (fr) * 2015-05-15 2019-07-12 Safran Moyeu de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef comportant un conduit de decharge composite
US9909453B2 (en) 2015-05-19 2018-03-06 General Electric Company Lubrication system for a turbine engine
US9964223B2 (en) 2015-07-13 2018-05-08 Hamilton Sundstrand Corporation Bleed valves for gas turbine engines
US10287992B2 (en) 2015-08-26 2019-05-14 General Electric Company Gas turbine engine hybrid variable bleed valve
US10415429B2 (en) 2015-09-25 2019-09-17 General Electric Company Planet gearbox with cylindrical roller bearing with high density roller packing
US10132323B2 (en) 2015-09-30 2018-11-20 General Electric Company Compressor endwall treatment to delay compressor stall
US10234018B2 (en) 2015-10-19 2019-03-19 General Electric Company Planet gearbox with cylindrical roller bearing with under race lube scheme
ITUB20156062A1 (it) 2015-12-01 2017-06-01 Gen Electric Alloggiamento per l'uso in un motore a turboventilatore e procedimento di lavaggio di fluido da esso.
US10302019B2 (en) * 2016-03-03 2019-05-28 General Electric Company High pressure compressor augmented bleed with autonomously actuated valve
US10208676B2 (en) * 2016-03-29 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine engine dual sealing cylindrical variable bleed valve
US10774788B2 (en) * 2016-06-28 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Particle extraction system for a gas turbine engine
US10233845B2 (en) * 2016-10-07 2019-03-19 General Electric Company Bleed valve assembly for a gas turbine engine
US10968771B2 (en) * 2017-01-12 2021-04-06 General Electric Company Method and system for ice tolerant bleed takeoff
US10830179B2 (en) * 2017-03-01 2020-11-10 General Electric Company Variable bleed valve door assembly and system for gas turbine engines
US10539153B2 (en) * 2017-03-14 2020-01-21 General Electric Company Clipped heat shield assembly
US20190055889A1 (en) * 2017-08-17 2019-02-21 United Technologies Corporation Ducted engine compressor bleed valve architecture
US10830438B2 (en) * 2017-10-12 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Modulated combustor bypass
US10794272B2 (en) * 2018-02-19 2020-10-06 General Electric Company Axial and centrifugal compressor
GB201808852D0 (en) * 2018-05-31 2018-07-18 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US11125168B2 (en) 2018-10-24 2021-09-21 Raytheon Technologies Corporation Dirt mitigation in a gas turbine engine
US11261800B2 (en) * 2018-10-24 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Adaptive bleed schedule in a gas turbine engine
US11613445B2 (en) 2018-12-05 2023-03-28 Otis Elevator Company Vibration monitoring beacon mode detection and transition
CA3064652A1 (en) * 2018-12-07 2020-06-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Static take-off port
FR3096084B1 (fr) * 2019-05-16 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Procédé et dispositif d’estimation d’une zone morte d’une vanne de décharge de turbomachine
US11713722B2 (en) * 2020-05-08 2023-08-01 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine compressor particulate offtake
CN113357182B (zh) * 2021-08-11 2021-10-29 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 压气机及开度可调的放气活门装置
CN113847173B (zh) * 2021-09-16 2022-09-16 奇瑞汽车股份有限公司 增压发动机进气系统及增压发动机
US11781504B2 (en) * 2021-10-19 2023-10-10 Honeywell International Inc. Bleed plenum for compressor section
CN114056580B (zh) * 2022-01-14 2022-05-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种带油箱增压的唇口热气防冰系统及防冰方法
US11739698B2 (en) 2022-01-19 2023-08-29 General Electric Company Aero-acoustically dampened bleed valve
US11828226B2 (en) * 2022-04-13 2023-11-28 General Electric Company Compressor bleed air channels having a pattern of vortex generators
US11821363B1 (en) * 2022-05-06 2023-11-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Apparatus for removing particulate matter from bleed gas and gas turbine engine including same
US20230417155A1 (en) * 2022-06-27 2023-12-28 General Electric Company Compact bleed valve assemblies
US11927140B1 (en) * 2023-04-21 2024-03-12 Rtx Corporation Gas turbine engine with guided bleed air dump
CN116677496B (zh) * 2023-08-03 2023-10-03 中国航发四川燃气涡轮研究院 通过压力调节的自动化放引气机构及压气机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3964257A (en) * 1974-02-11 1976-06-22 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Device for boosting and bleeding a gas turbine engine
US5119625A (en) * 1989-07-05 1992-06-09 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Motors D'aviation "S.N.E.M.C.A." Blow-off device for a bypass gas turbine engine
US5123240A (en) * 1990-03-19 1992-06-23 General Electric Co. Method and apparatus for ejecting foreign matter from the primary flow path of a gas turbine engine
EP0511770A1 (en) * 1991-04-22 1992-11-04 General Electric Company Heat exchanger system
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
US5357742A (en) * 1993-03-12 1994-10-25 General Electric Company Turbojet cooling system

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3638428A (en) 1970-05-04 1972-02-01 Gen Electric Bypass valve mechanism
US4250703A (en) 1979-03-15 1981-02-17 Avco Corporation Swinging door particle separator and deicing system
US4329114A (en) * 1979-07-25 1982-05-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active clearance control system for a turbomachine
US4463552A (en) 1981-12-14 1984-08-07 United Technologies Corporation Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine
US5155993A (en) 1990-04-09 1992-10-20 General Electric Company Apparatus for compressor air extraction
US5113649A (en) * 1990-05-11 1992-05-19 General Electric Company Passive bypass valve assembly
GB2259328B (en) 1991-09-03 1995-07-19 Gen Electric Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter
US5261228A (en) 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
US6742324B2 (en) 2002-09-13 2004-06-01 General Electric Company Methods and apparatus for supporting variable bypass valve systems
US20070234704A1 (en) 2005-09-01 2007-10-11 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7624581B2 (en) 2005-12-21 2009-12-01 General Electric Company Compact booster bleed turbofan
US7296395B1 (en) * 2006-12-19 2007-11-20 The Boeing Company Engine inlet air particle separator with active flow control
FR2920476B1 (fr) 2007-09-05 2018-04-27 Safran Aircraft Engines Dispositif d'actionnement, systeme de decharge en etant equipe et turboreacteur les comportant
US20120070271A1 (en) 2010-09-21 2012-03-22 Urban Justin R Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events
US9518513B2 (en) 2012-10-12 2016-12-13 General Electric Company Gas turbine engine two degree of freedom variable bleed valve for ice extraction

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3964257A (en) * 1974-02-11 1976-06-22 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Device for boosting and bleeding a gas turbine engine
US5119625A (en) * 1989-07-05 1992-06-09 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Motors D'aviation "S.N.E.M.C.A." Blow-off device for a bypass gas turbine engine
US5123240A (en) * 1990-03-19 1992-06-23 General Electric Co. Method and apparatus for ejecting foreign matter from the primary flow path of a gas turbine engine
EP0511770A1 (en) * 1991-04-22 1992-11-04 General Electric Company Heat exchanger system
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
US5357742A (en) * 1993-03-12 1994-10-25 General Electric Company Turbojet cooling system

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Publication number Publication date
JP2015537144A (ja) 2015-12-24
US20140109589A1 (en) 2014-04-24
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CN104718371A (zh) 2015-06-17
CA2887351A1 (en) 2014-05-01
WO2014066210A1 (en) 2014-05-01
US9982598B2 (en) 2018-05-29
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