CN105003304A - 用于燃气涡轮发动机的主动间隙控制件 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的主动间隙控制件 Download PDF

Info

Publication number
CN105003304A
CN105003304A CN201510154593.1A CN201510154593A CN105003304A CN 105003304 A CN105003304 A CN 105003304A CN 201510154593 A CN201510154593 A CN 201510154593A CN 105003304 A CN105003304 A CN 105003304A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fluid
wall
fire
gas turbine
turbine engine
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.)
Pending
Application number
CN201510154593.1A
Other languages
English (en)
Inventor
G.L.苏丘
J.M.钱德勒
N.斯纳普
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.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of CN105003304A publication Critical patent/CN105003304A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F01D25/145—Thermally insulated casings
    • 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
    • F02C5/00—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion
    • F02C5/12—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion the combustion chambers having inlet or outlet valves, e.g. Holzwarth gas-turbine 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/231—Preventing heat transfer

Landscapes

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

Abstract

一种燃气涡轮发动机包括流体入口。涡轮部分包括涡轮壳。防火墙位于所述涡轮部分的上游。管道配置成将流体从所述流体入口导引到所述涡轮壳。阀位于与所述涡轮部分对立的所述防火墙的第一侧上且配置成调节穿过所述管道的所述流体的流量。

Description

用于燃气涡轮发动机的主动间隙控制件
发明背景
燃气涡轮发动机通常包括风扇部分、压缩机部分、燃烧室部分及涡轮部分。进入压缩机部分的空气被压缩并输送到燃烧部分中，在所述燃烧部分中，空气与燃料混合并燃烧而产生高速废气流。高速废气流经由涡轮部分而膨胀以驱动压缩机和风扇部分。
燃气涡轮发动机的操作导致燃烧室部分产生大量的热。燃烧室部分所产生的热使涡轮部分的操作温度升高。当涡轮部分的温度升高时，导致包围涡轮叶片的涡轮壳膨胀。涡轮壳的膨胀可在涡轮叶片与涡轮壳之间形成较大的缝隙。这较大的缝隙使得空气在涡轮叶片与涡轮壳之间行进，从而降低了燃气涡轮发动机的效率。因此，需要减小涡轮叶片与涡轮壳之间的缝隙。
发明内容
在一个示例性实施例中，燃气涡轮发动机包括流体入口。涡轮部分包括涡轮壳。防火墙位于涡轮部分的上游。管道配置成将流体从流体入口导引到涡轮壳。阀位于与涡轮部分对立的防火墙的第一侧上且配置成调节穿过管道的流体的流量。
在上述的另外实施例中，燃烧室部分位于与第一侧对立的防火墙的第二侧上。
在任何上述的另外实施例中，至少一个流体输送歧管与管道成流体连通以用于沿涡轮壳来导引流体。
在任何上述的另外实施例中，流体输送歧管包围涡轮壳。
在任何上述的另外实施例中，管道配置成将流体从防火墙的第一侧导引到与第一侧对立的防火墙的第二侧。
在任何上述的另外实施例中，流体入口延伸于内短舱中。
在任何上述的另外实施例中，流体入口大体上为椭圆形。
在任何上述的另外实施例中，流体入口延伸到风扇旁通流道中。
在任何上述的另外实施例中，防火墙包括ECS歧管和短舱通风歧管。
在任何上述的另外实施例中，流体入口位于防火墙的第一侧上。
在另一示例性实施例中，主动间隙控制组件包括防火墙、流体入口和主动间隙控制歧管。管道配置成导引流体从位于防火墙的第一轴向侧上的流体入口穿过防火墙到位于防火墙的第二轴向侧上的主动间隙控制歧管。阀位于防火墙的第一轴向侧上且配置成调节穿过管道的流体的流量。
在上述的另外实施例中，防火墙配置成位于燃烧室部分的上游。
在任何上述的另外实施例中，主动间隙控制歧管配置成包围涡轮壳。
在任何上述的另外实施例中，流体入口配置成沿内短舱成齐平。
在任何上述的另外实施例中，流体入口包括大体上为椭圆形的开口。
在任何上述的另外实施例中，流体入口配置成延伸到内短舱流道中。
在任何上述的另外实施例中，防火墙包括用于接受d门的插孔。
本领域的技术人员将从以下具体实施方式而显而易见本公开的各个特征和优点。可如下简要地描述具体实施方式的所附图式。
附图简述
图1示出实例燃气涡轮发动机。
图2示出用于燃气涡轮发动机的主动间隙控制组件的透视图。
图3示出图2的主动间隙控制组件的另一透视图。
图4示出图2的主动间隙控制组件的又一透视图。
具体实施方式
图1示意性地示出燃气涡轮发动机20。所述燃气涡轮发动机20在本文中被公开为大体上并有以下各部分的双轴涡轮风扇：风扇部分22、压缩机部分24、燃烧室部分26及涡轮部分28。在其它系统或特征当中，替代性发动机可包括增压器部分(未图示)。风扇部分22沿位于短舱15内所界定的旁通管中的旁通流道B来驱动空气，而压缩机部分24沿核心流道C来驱动空气以用于将空气压缩并传达到燃烧室部分26中且随后经由涡轮部分28而膨胀。虽然在所公开的非限制性实施例中被描绘为双轴涡轮风扇燃气涡轮发动机，但应理解，由于教示可适用于包括三轴架构的其它类型的涡轮发动机，所以本文中所描述的概念并不限于用于双轴涡轮风扇。
示例性发动机20大体上包括低速轴30和高速轴32，所述低速轴和高速轴经安装以用于相对于发动机静态结构36经由若干个轴承系统38而关于发动机中心纵向轴A旋转。应理解，可替代地或额外地提供在各个位置处的各个轴承系统38，且可以适合于应用的方式来改变轴承系统38的位置。
低速轴30大体上包括将风扇42、第一(或低)压力压缩机44及第一(或低)压力涡轮46互连的内杆40。所述内杆40经由变速机构而连接到风扇42，所述变速机构在示例性燃气涡轮发动机20中被示出为用于以低于低速轴30的速度驱动风扇42的齿轮架构48。高速轴32包括将第二(或高)压力压缩机52及第二(或高)压力涡轮54互连的外杆50。燃烧室56在示例性燃气涡轮20中布置于高压力压缩机52与高压力涡轮54之间。发动机静态结构36的中间涡轮框架57大体上布置于高压力涡轮54与低压力涡轮46之间。中间涡轮框架57另外支撑涡轮部分28中的轴承系统38。内杆40及外杆50是同心的并经由轴承系统38而关于与其纵向轴共线的发动机中心纵向轴A旋转。
核心气流通过低压力压缩机44和随后的高压力压缩机52而被压缩，在燃烧室56中与燃料混合并燃烧，随后经由高压力涡轮54和低压力涡轮46而膨胀。中间涡轮框架57包括位于核心气流道C中的翼面59。涡轮46、54应膨胀而以旋转方式驱动各别低速轴30和高速轴32。应了解，可改变风扇部分22、压缩机部分24、燃烧室部分26、涡轮部分28和风扇驱动齿轮系统48的每个位置。举例来说，齿轮系统48可位于燃烧室部分26的后部或甚至位于涡轮部分28的后部，且可将风扇部分22定位于齿轮系统48的位置的向前处或后部。
在一个实例中，发动机20为高旁通齿轮飞机发动机。在另外的实例中，发动机20旁通比约大于六(6)，其中实例实施例约大于十(10)，齿轮架构48为例如行星齿轮系统或其它齿轮系统的周转圆齿轮系，其具有约大于2.3的齿轮减速比，且低压力涡轮46具有约大于五的压力比。在一个公开的实施例中，发动机20旁通比约大于十(10∶1)，风扇直径显著大于低压力压缩机44的直径，且低压力涡轮46具有约大于五(5∶1)的压力比。低压力涡轮46压力比是在低压力涡轮46入口前面所测量的压力与在低压力涡轮46出口处的压力(在排气喷管前面)之间的关系。齿轮架构48可为例如行星齿轮系统或其它齿轮系统的周转圆齿轮系，其具有约大于2.3∶1的齿轮减速比。然而，应理解，以上参数仅示例性地说明齿轮架构发动机的一个实施例，且本发明适用于包括直接驱动涡轮风扇的其它燃气涡轮发动机。
旁通流B由于高旁通比而提供显著量的推力。发动机20的风扇部分22经设计而达成特定的飞行条件-通常在约0.8马赫和约35,000英尺下的巡航。0.8马赫和35,000英尺(10,668米)的飞行条件(发动机处于其最佳燃料消耗状态)也通称为“桶状巡航单位推力燃料消耗率(‘TSFC’)”，这是燃烧掉的燃料的磅质量(lbm)除以发动机在那最小点所产生的推力的磅力(lbf)的工业标准参数。“低风扇压力比”是在无风扇出口导叶(“FEGV”)系统的情况下只跨越风扇叶片的压力比。如本文中根据一个非限制性实施例所公开的低风扇压力比约小于1.45。“低校正风扇叶尖速度”是实际风扇叶尖速度(单位为ft/sec)除以[(Tram°R)/(518.7°R)]0.5的工业标准温度校正。如本文中根据一个非限制性实施例所公开的“低校正风扇叶尖速度”约小于1150英尺/秒(350.5米/秒)。
如图1和2中所示，燃气涡轮发动机20包括主动间隙控制件60，所述主动间隙控制件具有包围高压力涡轮54的第一歧管62a及包围低压力涡轮46的第二歧管62b。在燃气涡轮发动机20的操作期间，包围高压力涡轮54和低压力涡轮46的涡轮壳64由于从燃烧室部分26产生的热而膨胀。涡轮壳64的膨胀在涡轮叶片的末端与涡轮壳64之间引入较大缝隙，从而降低了燃气涡轮发动机20的效率。
主动间隙控制件60通过沿涡轮壳64的外部导引例如空气的冷却流体而使涡轮壳64收缩。涡轮壳64的收缩减小涡轮叶片与涡轮壳64之间的漏气量并提高燃气涡轮发动机20的效率。当在涡轮壳64遭受来自燃烧室部分26的热的巡航条件下操作时，由主动间隙控制件60引入的收缩是有利的。
在图3中所示的说明性实例中，入口70位于内短舱72中。入口70位于风扇部分22的旁通气流道B的径向内侧上及大体上从压缩机部分24向外处。在一个实例中，入口70大体上为椭圆形并与内短舱72齐平。在另一实例中，入口70从内短舱72突出并造成冲压式进气。
管道74从入口70延伸且包括用于将冷却流体导引到第一歧管62a的第一分支74a及用于将冷却流体导引到第二歧管62b的第二分支74b。管道74延伸穿过防火墙76中的防火墙开口77。防火墙76沿外径包括例如凹槽的插孔78以用于密封D门(未图示)，所述D门封住燃烧室部分26和涡轮部分28。
阀80位于防火墙76的上游并位于与燃烧室部分26对立的防火墙76的一侧上。阀80位于从内短舱72的径向向内处及从压缩机部分24的径向向外处。防火墙76有助于遮住阀80以免于与燃烧室部分26相关联的高温从而提高阀80的使用寿命。
如图4中所示，防火墙76包括位于下游侧上的用于向ECS模块提供冷却空气的ECS歧管82和用于向短舱提供冷却空气的短舱通风歧管84。
前述描述本质上是示例性的而不是限制性的。未必脱离本公开的本质的对所公开实例进行的变更和修改可为本领域的技术人员所显而易见。仅可通过研判所附权利要求来确定本公开的法律保护范围。

Claims (17)

1.一种燃气涡轮发动机，其包括：
流体入口；
包括涡轮壳的涡轮部分；
位于所述涡轮部分的上游的防火墙；
管道，其配置成将流体从所述流体入口导引到所述涡轮壳；以及
阀，其位于与所述涡轮部分对立的所述防火墙的第一侧上且配置成调节穿过所述管道的所述流体的流量。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其包括燃烧室部分，其中所述燃烧室部分位于与所述第一侧对立的所述防火墙的第二侧上。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其包括至少一个流体输送歧管，所述至少一个流体输送歧管与所述管道成流体连通以用于沿所述涡轮壳来导引所述流体。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其中所述流体输送歧管包围所述涡轮壳。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述管道配置成将所述流体从所述防火墙的所述第一侧导引到与所述第一侧对立的所述防火墙的第二侧。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述流体入口延伸于内短舱中。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述流体入口大体上为椭圆形。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述流体入口延伸到风扇旁通流道中。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述防火墙包括ECS歧管和短舱通风歧管。
10.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其中所述流体入口位于所述防火墙的第一侧上。
11.一种主动间隙控制组件，其包括：
防火墙；
流体入口；
主动间隙控制歧管；
管道，其配置成将流体从位于所述防火墙的第一轴向侧上的所述流体入口穿过所述防火墙导引到位于所述防火墙的第二轴向侧上的所述主动间隙控制歧管；以及
阀，其位于所述防火墙的所述第一轴向侧上且配置成调节穿过所述管道的所述流体的流量。
12.根据权利要求11所述的组件，其中所述防火墙配置成位于燃烧室部分的上游。
13.根据权利要求11所述的组件，其中所述主动间隙控制歧管配置成包围涡轮壳。
14.根据权利要求11所述的组件，其中所述流体入口配置成沿内短舱成齐平。
15.根据权利要求11所述的组件，其中所述流体入口包括大体上为椭圆形的开口。
16.根据权利要求11所述的组件，其中所述流体入口配置成延伸到内短舱流道中。
17.根据权利要求11所述的组件，其中所述防火墙包括用于接受d门的插孔。
CN201510154593.1A 2014-04-04 2015-04-02 用于燃气涡轮发动机的主动间隙控制件 Pending CN105003304A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201461975161P 2014-04-04 2014-04-04
US61/975161 2014-04-04

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN105003304A true CN105003304A (zh) 2015-10-28

Family

ID=52780885

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510154593.1A Pending CN105003304A (zh) 2014-04-04 2015-04-02 用于燃气涡轮发动机的主动间隙控制件

Country Status (3)

Country Link
US (2) US10378374B2 (zh)
EP (1) EP2927433B1 (zh)
CN (1) CN105003304A (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10822991B2 (en) 2016-08-01 2020-11-03 General Electric Company Method and apparatus for active clearance control on gas turbine engines
US10519809B2 (en) * 2016-10-21 2019-12-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Liner for mounting socket of magnesium housing of aircraft engine
US10914185B2 (en) * 2016-12-02 2021-02-09 General Electric Company Additive manufactured case with internal passages for active clearance control
US10544803B2 (en) 2017-04-17 2020-01-28 General Electric Company Method and system for cooling fluid distribution
US10428676B2 (en) * 2017-06-13 2019-10-01 Rolls-Royce Corporation Tip clearance control with variable speed blower
GB201808352D0 (en) * 2018-05-22 2018-07-11 Rolls Royce Plc Air intake system
US11349264B2 (en) * 2019-08-05 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Capacitor-based connector for coaxial cable

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4069662A (en) * 1975-12-05 1978-01-24 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
US4412782A (en) * 1979-03-28 1983-11-01 United Technologies Corporation Full hoop bleed manifolds for longitudinally split compressor cases
EP0102308A1 (en) * 1982-08-02 1984-03-07 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
US4487016A (en) * 1980-10-01 1984-12-11 United Technologies Corporation Modulated clearance control for an axial flow rotary machine
US20080159846A1 (en) * 2006-12-27 2008-07-03 Daniel Drew Smith Apparatus and system having an over temperature fuse in a signal tube for a gas turbine engine
EP2447508A2 (en) * 2010-10-28 2012-05-02 Honeywell International, Inc. Fireproof systems in aircraft engines

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2548886A (en) * 1947-10-25 1951-04-17 Gen Electric Gas turbine power plant with axial flow compressor
US4571935A (en) * 1978-10-26 1986-02-25 Rice Ivan G Process for steam cooling a power turbine
US4304093A (en) * 1979-08-31 1981-12-08 General Electric Company Variable clearance control for a gas turbine engine
US4576547A (en) 1983-11-03 1986-03-18 United Technologies Corporation Active clearance control
US4648241A (en) 1983-11-03 1987-03-10 United Technologies Corporation Active clearance control
US4928240A (en) 1988-02-24 1990-05-22 General Electric Company Active clearance control
US5012420A (en) 1988-03-31 1991-04-30 General Electric Company Active clearance control for gas turbine engine
US5081830A (en) * 1990-05-25 1992-01-21 United Technologies Corporation Method of restoring exhaust gas temperature margin in a gas turbine engine
US5265408A (en) * 1992-02-13 1993-11-30 Allied-Signal Inc. Exhaust eductor cooling system
US5706651A (en) * 1995-08-29 1998-01-13 Burbank Aeronautical Corporation Ii Turbofan engine with reduced noise
US6626635B1 (en) * 1998-09-30 2003-09-30 General Electric Company System for controlling clearance between blade tips and a surrounding casing in rotating machinery
US6826913B2 (en) * 2002-10-31 2004-12-07 Honeywell International Inc. Airflow modulation technique for low emissions combustors
US7125223B2 (en) 2003-09-30 2006-10-24 General Electric Company Method and apparatus for turbomachine active clearance control
US8152446B2 (en) * 2007-08-23 2012-04-10 General Electric Company Apparatus and method for reducing eccentricity and out-of-roundness in turbines
US20090165435A1 (en) * 2008-01-02 2009-07-02 Michal Koranek Dual fuel can combustor with automatic liquid fuel purge
US8820045B2 (en) * 2010-07-30 2014-09-02 United Technologies Corporation Auxiliary power unit fire enclosure drain seal
US20130028705A1 (en) 2011-07-26 2013-01-31 Ken Lagueux Gas turbine engine active clearance control
US8973373B2 (en) 2011-10-31 2015-03-10 General Electric Company Active clearance control system and method for gas turbine
US9157331B2 (en) 2011-12-08 2015-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Radial active clearance control for a gas turbine engine
US9109842B2 (en) * 2012-02-24 2015-08-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel air heat exchanger
US8998563B2 (en) 2012-06-08 2015-04-07 United Technologies Corporation Active clearance control for gas turbine engine
US9945252B2 (en) * 2012-07-05 2018-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine oil tank with integrated packaging configuration
US9341074B2 (en) 2012-07-25 2016-05-17 General Electric Company Active clearance control manifold system
US10247043B2 (en) * 2014-12-31 2019-04-02 General Electric Company Ducted cowl support for a gas turbine engine
JP6191644B2 (ja) * 2015-03-26 2017-09-06 トヨタ自動車株式会社 車速制限装置
US10066630B2 (en) * 2016-06-15 2018-09-04 General Electric Company Method and system for metallic low pressure fan case heating

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4069662A (en) * 1975-12-05 1978-01-24 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
US4412782A (en) * 1979-03-28 1983-11-01 United Technologies Corporation Full hoop bleed manifolds for longitudinally split compressor cases
US4487016A (en) * 1980-10-01 1984-12-11 United Technologies Corporation Modulated clearance control for an axial flow rotary machine
EP0102308A1 (en) * 1982-08-02 1984-03-07 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
US20080159846A1 (en) * 2006-12-27 2008-07-03 Daniel Drew Smith Apparatus and system having an over temperature fuse in a signal tube for a gas turbine engine
EP2447508A2 (en) * 2010-10-28 2012-05-02 Honeywell International, Inc. Fireproof systems in aircraft engines

Also Published As

Publication number Publication date
EP2927433B1 (en) 2018-09-26
US20150337675A1 (en) 2015-11-26
EP2927433A1 (en) 2015-10-07
US20190017405A1 (en) 2019-01-17
US10378374B2 (en) 2019-08-13
US10633998B2 (en) 2020-04-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105003304A (zh) 用于燃气涡轮发动机的主动间隙控制件
US11092025B2 (en) Gas turbine engine with dove-tailed TOBI vane
US10794291B2 (en) Geared turbofan architecture for regional jet aircraft
EP3058176B1 (en) Gas turbine engine with compressor disk deflectors
US9328626B2 (en) Annular turbomachine seal and heat shield
US20150361886A1 (en) Gas turbine engine lubrication system
EP3126640B1 (en) Active clearance control for gas turbine engine
US10151210B2 (en) Endwall contouring for airfoil rows with varying airfoil geometries
US11773742B2 (en) Cooled cooling air for blade air seal through outer chamber
US10077830B2 (en) Transfer bearing for geared turbofan
EP2956645B1 (en) Cooling manifold for turbine section
EP3575574B1 (en) Thermal management of a gas turbine engine shaft
US20150345383A1 (en) Gas Turbine Engine Core Utilized in Both Commercial and Military Engines
EP2985425B1 (en) Gas turbine engine cooling fluid metering system
US20160326909A1 (en) Gas turbine engine component with separation rib for cooling passages
EP3179034A1 (en) Multi-source turbine cooling air

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20151028

RJ01 Rejection of invention patent application after publication