CN110382825B - 用于耐冰排气去除的方法和系统 - Google Patents

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Abstract

提供了一种方法和结冰影响减轻系统。结冰影响减轻系统包括流体管道，该流体管道被构造成将第一流体流通过流体管道从管道开口引导至至少部分地定位在流体管道内的可旋转构件。可旋转构件包括径向内部可旋转部分和径向外部可旋转部分。结冰影响减轻系统还包括管道构件，该管道构件在大致与第一流体流的方向正交的方向上延伸通过流体管道。管道构件被构造成引导第二流体的第二流通过其中，第二流使得在管道构件上积聚的冰按照在径向内部部分处撞击可旋转构件的轨迹脱落。

Description

用于耐冰排气去除的方法和系统
技术领域
本说明书涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地，涉及用于减轻燃气涡轮发动机结冰的影响的方法和系统。
背景技术
至少一些已知的商用涡轮风扇发动机从风扇出口导向轮叶(OGV)后部的且在增压器或低压压缩机上游的内部流动路径排出空气，以供应负载，例如主动间隙控制(ACC)系统。更具体地，定子组件外带中的排气勺将抽取的空气引导至用于间隙控制系统的排气室。然而，由于长管道混合流动架构，并且由于抽取的空气的压力在抽取的空气通过排气勺时下降，因此可以减少间隙控制系统的有效性，来自某些发动机的OGV的流动路径没有足够高的压力来满足主动间隙控制(ACC)系统的要求。在一些已知的发动机中，排气管(bleedoff-take)被移动到增压器或低压压缩机下游的较高压力位置以改善低压状况，然而该解决方案可能引入冰在排气勺上积聚的可能性。需要改进的耐冰排气去除(bleedtakeoff)。
发明内容
在一个实施例中，一种结冰影响减轻系统包括流体管道，该流体管道被构造成通过流体管道将第一流体流从管道开口引导至至少部分地定位在流体管道内的可旋转构件。可旋转构件包括径向内部可旋转部分和径向外部可旋转部分。结冰影响减轻系统还包括管道构件，该管道构件在大致与第一流体流的方向正交的方向上延伸通过流体管道。管道构件被构造成引导第二流体的第二流通过其中，第二流使得积聚在管道构件上的冰按照在径向内部部分上撞击可旋转构件的轨迹脱落。
在另一个实施例中，提供了一种保护发动机免于结冰的方法。发动机包括可旋转的带叶片的构件。该方法包括：将一个或多个发动机部件定位在发动机的内部流动路径中；以第一模式操作发动机，第一模式允许在一个或多个部件上的冰积聚；以及以第二模式操作发动机，第二模式使得积聚的冰仅从确定将轨迹赋予给积聚的冰的位置脱落，该轨迹将积聚的冰带入可旋转的带叶片的构件的径向内部跨度中。
在又一个实施例中，一种燃气涡轮发动机包括：带叶片的增压器转子，带叶片的增压器转子能够绕旋转轴线旋转；和高压压缩机(HPC)带叶片的转子，高压压缩机(HPC)带叶片的转子能够绕旋转轴线旋转，与带叶片的增压器转子串行流动连通，并且在带叶片的增压器转子的下游。燃气涡轮发动机还包括流体管道，流体管道限定第一流动路径并且在带叶片的增压器转子和HPC带叶片的转子之间延伸，管道被构造成将第一流体流通过流动路径从带叶片的增压器转子引导到HPC带叶片的转子。燃气涡轮发动机还包括支柱，支柱包括径向内端和径向外端，支柱至少部分地延伸通过第一流动路径并且限定第二流动路径。支柱被构造成在第一操作模式期间限制第二流体流通过第二流动路径，第一操作模式允许冰在支柱上积聚。支柱还被构造成在第二操作模式期间引导第二流体流通过第二流动路径，第二操作模式使得冰从支柱脱落。第二流动路径定位在支柱的径向内端中。
附图说明
图1至图3示出了本文描述的方法和系统的示例实施例。
图1是示例性飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机的侧视图，该飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机围绕发动机旋转轴线限定并且被构造成安装到飞行器的机翼或机身。
图2是根据本公开的示例实施例的用于机器的结冰保护系统的侧视图。
图3是根据本公开的另一示例实施例的结冰保护系统的侧视图。
尽管各种实施例的具体特征可能在一些附图中示出而在其他附图中未示出，但这仅是为了方便。可以结合任何其他附图的任何特征来引用和/或要求保护任何附图的任何特征。
除非另外指出，否则本文提供的附图旨在示出本公开的实施例的特征。相信这些特征适用于包括本公开的一个或多个实施例的各种系统。因此，附图并不意味着包括本领域普通技术人员已知的用于实践本文公开的实施例所需的所有传统特征。
具体实施方式
本文描述了结冰影响减轻系统的实施例。在以下说明书和权利要求书中，将参考许多术语，其应被定义为具有以下含义。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”，“一种”和“该”包括复数指代。
“可选的”或“可选地”是指随后描述的事件或情况可能发生或可能不发生，并且该描述包括事件发生的实例和事件不发生的实例。
在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言可以用于修改任何可以允许变化的定量表示，而不会导致与其相关的基本功能的变化。因此，由一个或多个术语(例如“约”，“大约”和“基本上”)修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制可以组合和/或互换；除非上下文或语言另有说明，否则这些范围被识别并包括其中包含的所有子范围。
如本文所用，术语“轴向”和“轴向地”是指基本上平行于涡轮发动机的中心线或旋转轴线延伸的方向和取向。此外，术语“径向”和“径向地”是指基本上垂直于涡轮发动机的旋转轴线延伸的方向和取向。另外，如本文所用，术语“周向”和“周向地”是指围绕涡轮发动机的旋转轴线弧形地延伸的方向和取向。
本文描述的压缩机排气去除系统的实施例提供了一种经济有效的方法，用于提供位于支柱的径向内侧的排气管，以便以不会对下游涡轮机械造成机械损坏的方式使冰脱落。其他实施例包括将排气置于发动机的上半部分上，以允许重力改善进入毂的轨迹。
传统上，商用涡轮风扇发动机已从OGV下游的内部流动路径排出空气。由于长管道混合流动架构，一些发动机的OGV流动路径没有足够的压力来满足ACC系统。排气管被移到增压器后面的较高压力位置，这提供了足够的压力，但也引入了冰积聚的可能性。通过将排气勺移动到支柱的径向内端和/或在管道的竖直上部中定位管道特征，任何冰棚(iceshed)都会对第一级压缩机叶片的根部造成无害影响。
置于内部流动路径中的其他特征和部件，例如温度传感器、可变排气阀(VBV)唇、VBV排出管和OGV流动路径，可能产生潜在的冰棚。如本文所述，本公开的实施例将这些部件定位在冰棚颗粒的轨迹被带入毂和/或高压压缩机的叶片的根部的区域中。尽管关于燃气涡轮发动机进行了描述，但是本公开也适用于各种其他可旋转机械。
图1是示例性飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机100的侧视图，发动机100围绕发动机旋转轴线102限定并且被构造成安装到飞行器的机翼或机身。发动机100以下游串行流动连通关系包括风扇104，低压压缩机(LPC)或增压器106，高压压缩机(HPC)108，燃烧器110，高压涡轮(HPT)112和低压涡轮机(LPT)114。核心发动机116包括通过高压驱动轴118连结到HPC108和燃烧器110的HPT112。LPT114通过低压驱动轴120连结到风扇104和增压器106。在一些实施例中，风扇104和增压器106通过齿轮箱122联接在一起，齿轮箱122被构造成相对于增压器106改变风扇104的速度。
在各种实施例中，高旁路飞行器燃气涡轮发动机可具有多于两个的压缩机和涡轮。例如，三轴发动机可包括三个压缩机，每个压缩机由不同的涡轮驱动。因此，本文公开的结冰影响减轻系统(图2中示出)可以结合在两个压缩机之间，并且不限于仅在诸如本文所示的增压器106的低压压缩机和HPC108之间。
在典型的操作中，空气124由风扇104加压，并产生被引导通过增压器106的内部或核心气流126，增压器106进一步对核心气流126加压。然后加压的核心气流126被引导到HPC108，HPC108进一步加压空气。加压的空气与燃烧器110中的燃料混合，以产生热燃烧气体128，热燃烧气体128向下游依次流过HPT112和LPT114。
在一些实施例中，由增压器106加压的一部分空气从增压器106中抽取或排出，并被引导至主动间隙控制(ACC)系统130。更具体地，定子组件外带134中的排气勺132或支柱将抽取出的空气引导至用于主动间隙控制系统130的排气室。然而，ACC系统130的有效性可能降低，因为抽取出的空气的压力在抽取出的空气通过排气勺132时下降。此外，排气勺132可以为压缩空气提供静态和动态压力分量。
围绕风扇104正后方的增压器106的分流器135包括尖锐的前缘136，前缘136将由风扇104加压的风扇空气124分成径向内部流(核心气流126)和径向外部流或旁路气流138，径向内部流(核心气流126)被引导通过增压器106，径向外部流或旁路气流138被引导通过旁路管道140，旁路管道140与增压器106径向向外间隔开。围绕风扇104的风扇壳体142和旁路管道140由围绕发动机旋转轴线102限定的环形风扇框架144支撑。增压器106包括增压器叶片148和轮叶150的交替的环形排146，其径向向外和向内延伸穿过增压器管道154中的增压器流动路径152。增压器叶片148的环形排适当地连结到风扇104。增压器106位于风扇框架144的前方并且在分流器135的径向内侧。
风扇框架144包括环形外框架壳体156，风扇毂框架158，以及在其间延伸的多个周向间隔开的旁路管道支柱160。旁路管道支柱160是翼型形状的，因为旁路空气138在其相邻的支柱之间通过。也称为鹅颈管的过渡管道162位于风扇毂框架158的径向内端164处，并且轴向设置在核心发动机116的增压器106和高压压缩机108之间并与之流体连通。排气排放管166从风扇毂框架158引出到旁路管道140。
在空转功率和减速期间(由于动量)，涡轮风扇发动机100的风扇104试图将过多空气泵送到HPC108中。为了克服这个问题，发动机100装配有可变排气装置168，其包括一个或多个可变排气阀(VBV)170。在这些阶段的发动机操作期间，VBV170将打开，以将一些过量空气排放到旁路管道140中。作为开口的排气入口172形成在过渡管道162的外部环形壁174中，位于增压器106和HPC108之间。在一些实施例中，外部环形壁174具有锥形形状，而在其他实施例中，外部环形壁174是弯曲的或弧形的。可变排气装置168用于在增压器106和HPC108之间排出核心气流126，以防止增压器106在某些发动机运行条件下失速。可变排气装置168包括可变排气阀170，并且用于在冰到达HPC108之前排出空气并从增压器106和过渡管道162中抽取冰，冰可以在HPC108处引起失速状况、气流不稳定状况、以及使燃烧器110中的火焰或燃烧熄灭。
可变排气阀170设计成在VBV门176处于完全关闭或处于关闭位置、以及处于第一和第二或部分打开和完全打开位置的情况下操作。当可变排气阀170在VBV门176完全关闭或处于关闭位置的情况下操作时，没有排气178从核心气流126移除，并且没有冰通过VBV176从过渡管道162移除。通过使核心气流126在离开通向过渡管道162的增压器出口180之后朝向发动机旋转轴线102和过渡管道162中的高压压缩机108进一步径向向内转动来增强冰和其他颗粒移除。而且，增压器外部流动路径182在增压器106的最后几级上具有相对高的半径R，如从发动机旋转轴线102测量的。该流动转动通过过渡管道162的外部环形壁174实现，该外管道环形壁174相对于发动机旋转轴线102具有大于增压器锥角A2的过渡管道锥角A1。
在一些实施例中，离开增压器106的核心气流126在与增压器出口180的外部流动路径相切的路径上线性地流动。在冰棚中，冰粒跟随该相同的路径或轨迹，其中大部分冰位于流动路径182的外部中。通常，由增压器出口180的外部流动路径152设定的流动方向平行于VBV门176。
增压器106和过渡管道162中的核心气流126保持附接到外部环形壁174，并且由于其锥角不同而向下转入HPC108。然而，冰粒具有太大的质量和惯性来进行该转动，并且它们在其直线轨迹上继续离开增压器106。这样的轨迹将允许从过渡管道162中的部件脱落的冰继续进入HPC108的第一级186的叶片184的径向外端。
图2是根据本公开的示例实施例的用于机器201的结冰保护系统200的侧视图。在示例性实施例中，带叶片的可旋转构件202(例如，压缩机转子)可在环形流动管道203(图2中所示的上部)中围绕轴线204旋转。带叶片的可旋转构件202包括多个周向间隔开的叶片206。多个叶片206的每个叶片206包括径向外部尖端部分208、径向内部根部部分210和在它们之间延伸的翼型部分212。在示例性实施例中，径向外部尖端部分208包括第一厚度214，径向内部根部部分210包括第二厚度216，并且翼型部分212包括通常在第一厚度214和第二厚度216之间变化的厚度，但是，翼型部分212的厚度可以比第一厚度214薄和/或比第二厚度216厚。
多个仪器传感元件、控制元件、热交换器和支柱可以定位在流动管道203中。在某些机器操作模式和/或环境条件期间，冰218可以积聚在位于流动管道203内的某些部件上，例如积聚在支柱220和/或温度传感器222上。
在操作期间，有时由于相关部件的特定操作，部件220,222上的冰积聚可以以不同的速率进行并且可以以不同的速率脱落。例如，冰218可以以与冰218在温度传感器222上积聚的速率不同的速率在支柱220上积聚。此外，温度传感器222可以是热静态部件，其不提供热能或从其表面移除热能。从温度传感器222脱落的冰很大程度上受外部条件的影响而不是受温度传感器222本身的操作的影响。另一方面，支柱220可包括确实从其表面添加或移除热能的内部或外部特征。一个这样的特征包括排气供应导管223和/或排气勺224，其被构造成向例如主动间隙控制系统13的下游负载供应排气。在这种情况下，在支柱220的操作的影响下，可以定期发生冰脱落。在一些实施例中，支柱220可用于在流动管道203上输送流体，例如但不限于空气、油、燃料等。这些流体的流动可以在其他部件的控制下开始和停止，并且可以以规则的频率发生或可以随机发生。
流过流动管道203的气流225倾向于通过流动管道203轴向地携带包括冰218的任何夹带颗粒。因此，在支柱220的径向内跨度上形成的冰218将倾向于被带入多个叶片206的径向内部根部部分210中，径向内部根部部分210是叶片206的相对较厚和较强的部分。安装在流动管道203的上半部分中的诸如温度传感器222的部件也可以使冰218脱落，然而，如果这些部件的安装仅限于流动管道203的上半部分，则重力将另外影响冰218的轨迹226，以将冰218径向向内运送到多个叶片206的径向内部根部部分210中。
图3是根据本公开另一示例实施例的结冰保护系统300的侧视图。在示例性实施例中，结冰保护系统300有助于减少从过渡管道162中和过渡管道162上游的部件脱落的冰的影响。结冰保护系统300包括过渡管道162，过渡管道162被构造成通过过渡管道162将第一核心气流126从诸如增压器出口180的管道开口引导到可旋转构件，可旋转构件例如是至少部分地定位在过渡管道162内的HPC108的第一级186。在各种实施例中，过渡管道162包括弧形流动路径152，并且在一些实施例中，过渡管道162包括收敛横截面302和发散横截面304中的至少一个。第一级186包括多个叶片184，叶片184具有径向内部可旋转根部部分306和径向外部可旋转尖端部分308。
结冰保护系统300还包括管道构件，例如，支柱310，其在大致与作为核心气流126的第一流体流的方向311正交的方向上延伸通过过渡管道162。支柱310被构造成引导第二流体的第二流312通过其中，其使得在支柱310上积聚的冰按照在径向内部根部部分306处撞击可旋转构件202的轨迹脱落。在一个实施例中，支柱310被构造成将第二流体的第二流312引导至主动间隙控制(ACC)系统130(图1中所示)。
支柱310被构造成间歇地将第二流体的第二流312引导至例如ACC130(图1中所示)，使得在第一操作模式期间间歇地发生冰积聚，并且在第二操作模式期间冰脱落，在第一操作模式下，第二流312停止，在第二操作模式下，第二流312流过支柱310。第一操作模式例如可以是诸如起飞或爬升的高发动机动力操纵，其中来自增压器106，HPC108和/或过渡管道162的排气在ACC130中使用(如图1所示)。第二操作模式可以是例如飞行器巡航飞行。
在示例性实施例中，可旋转构件202包括多个翼型叶片184，多个翼型叶片184中的每一个翼型叶片包括径向内部可旋转根部部分302和径向外部可旋转尖端部分308。径向内部可旋转根部部分306包括第一厚度(进入页面的尺寸)和径向外部可旋转尖端部分308包括第二厚度(进入页面的尺寸)，第一厚度大于第二厚度。根部区域或径向内部可旋转根部部分306的较大厚度允许径向内部可旋转根部部分306比相对较薄的径向外部可旋转尖端部分308更容易承受冰撞击。通过从例如支柱310的径向内部部分引导脱落的冰，脱落的冰的轨迹将脱落的冰带入翼型叶片184的较厚的径向内部可旋转根部部分306中。叶片184的该部分也以比径向外部可旋转尖端部分308更低的角速度旋转，从而进一步减小了与脱落的冰撞击的影响。
在操作期间，支柱310被构造成间歇地引导第二流体的第二流312，使得在第一操作模式期间间歇地发生支柱310上的冰积聚，并且在第二操作模式期间发生冰棚，在第一操作模式下，第二流312停止或被阻止流过支柱310，在第二操作模式下，第二流312流过支柱310。为了便于冰棚仅撞击径向内部可旋转根部部分306的任何传感器或其他冰易于积聚的特征，这种传感器和特征定位在过渡管道162的竖直上部。将特征定位在过渡管道162的竖直上部中使用重力的作用将脱落冰218带入径向内部可旋转根部部分306中。对于将放置在过渡管道162的竖直下部中的特征，重力将倾向于将脱落冰218带入相对较薄的径向外部可旋转尖端部分308，这可能损坏径向外部可旋转尖端部分308。
前面的详细描述通过示例而非限制的方式示出了本公开的实施例。预期本公开一般应用于管理气流系统中的环境元素的轨迹。进一步预期，除了作为单独的独立设备维护之外，本文描述的方法和系统可以结合到现有的机器操作和控制系统中或机器本身中。
虽然已经根据各种具体实施例描述了本公开，但是应该认识到，可以在权利要求的精神和范围内通过修改来实践本公开。
结冰影响减轻系统的上述实施例提供了一种经济有效且可靠的装置，用于当冰脱落并被带向下游时保护位于冰形成特征下游的部件免受撞击损坏。更具体地，本文描述的方法和系统有助于将脱落冰引导到流动路径中的结构的更坚固的部分中或者在可能时错过撞击结构。结果，本文描述的方法和系统以经济有效且可靠的方式促进相关机器的有效操作和减少维护。
本书面描述使用示例来描述本公开，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本公开的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims (18)

1.一种结冰影响减轻系统，其特征在于，包括：
流体管道，所述流体管道被构造成将第一流体流通过所述流体管道从管道开口引导至至少部分地定位在所述流体管道内的可旋转构件，所述可旋转构件包括径向内部可旋转部分和径向外部可旋转部分；和
管道构件，所述管道构件在基本上与所述第一流体流的方向正交的方向上延伸通过所述流体管道，所述管道构件包含排气勺，所述排气勺被构造成引导第二流体的第二流通过其中，所述第二流使得在所述管道构件上积聚的冰按照在所述径向内部可旋转部分处撞击所述可旋转构件的轨迹脱落，
其中所述管道构件被构造成间歇地引导第二流体的所述第二流，使得在所述第二流停止的第一操作模式期间，间歇地发生冰积聚，并且在所述第二流流过所述管道构件的第二操作模式期间，冰脱落，所述第一操作模式是飞行器起飞的高发动机动力操纵，所述第二操作模式是飞行器巡航飞行。
2.根据权利要求1所述的结冰影响减轻系统，其特征在于，其中所述径向内部可旋转部分包括第一厚度，并且所述径向外部可旋转部分包括第二厚度，所述第一厚度大于所述第二厚度。
3.根据权利要求1所述的结冰影响减轻系统，其特征在于，其中所述可旋转构件包括多个翼型叶片，所述多个翼型叶片中的每一个翼型叶片包括径向内部可旋转根部部分和径向外部可旋转尖端部分。
4.根据权利要求1所述的结冰影响减轻系统，其特征在于，其中所述流体管道包括弧形流动路径。
5.根据权利要求1所述的结冰影响减轻系统，其特征在于，其中所述流体管道包括收敛横截面。
6.根据权利要求1所述的结冰影响减轻系统，其特征在于，进一步包括位于所述流体管道的竖直上部处的一个或多个传感器。
7.根据权利要求1所述的结冰影响减轻系统，其特征在于，其中所述管道构件包括主动间隙控制（ACC）供应导管。
8.一种保护发动机免于结冰的方法，其特征在于，所述发动机包括可旋转的带叶片的构件，所述方法包括：
将一个或多个发动机部件定位在所述发动机的内部流动路径中；
以第一模式操作所述发动机，所述第一模式允许在所述一个或多个部件上的冰间歇性积聚；和
以第二模式操作所述发动机，所述第二模式使得积聚的冰仅从确定将轨迹赋予给所述积聚的冰的位置脱落，所述轨迹将所述积聚的冰带入所述可旋转的带叶片的构件的径向内部跨度中，所述第一模式是飞行器起飞的高发动机动力操纵，所述第二模式是飞行器巡航飞行，所述一个或多个发动机部件包含排气勺，所述排气勺被构造成使所述积聚的冰脱落。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中所述可旋转的带叶片的构件包括多个周向间隔开的叶片，所述多个周向间隔开的叶片中的每个叶片包括径向外部叶片尖端部分、径向内部叶片根部部分以及在所述径向外部叶片尖端部分和所述径向内部叶片根部部分之间跨越的翼型件，所述翼型件的厚度限定在所述翼型件的吸力侧表面和所述翼型件的压力侧表面之间，所述径向外部叶片尖端部分包括第一厚度，所述径向内部叶片根部部分包括第二厚度，所述第二厚度大于所述第一厚度，并且操作所述发动机包括操作所述发动机以使积聚的冰脱落进入所述可旋转的带叶片的构件的相对较厚的径向内部跨度中。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中将一个或多个发动机部件定位在所述发动机的内部流动路径中包括将一个或多个发动机部件定位在所述发动机的所述内部流动路径的竖直上部中。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，其中将一个或多个发动机部件定位在所述发动机的所述内部流动路径的竖直上部中包括将一个或多个发动机传感器定位在所述发动机的所述内部流动路径的竖直上部中。
12.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中所述可旋转的带叶片的构件包括燃气涡轮发动机压缩机级，其中操作所述发动机包括操作所述发动机以使积聚的冰脱落进入所述燃气涡轮发动机压缩机级的径向内部跨度中。
13.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：
带叶片的增压器转子，所述带叶片的增压器转子能够绕旋转轴线旋转；
高压压缩机带叶片的转子，所述高压压缩机带叶片的转子能够绕所述旋转轴线旋转，与所述带叶片的增压器转子串行流动连通，并且在所述带叶片的增压器转子的下游；
流体管道，所述流体管道限定第一流动路径并且在所述带叶片的增压器转子和所述高压压缩机带叶片的转子之间延伸，所述管道被构造成将第一流体流通过所述流动路径从所述带叶片的增压器转子引导到所述高压压缩机带叶片的转子；和
支柱，所述支柱包括径向内端和径向外端，所述支柱包含排气勺，所述支柱至少部分地延伸通过所述第一流动路径，所述支柱限定第二流动路径，所述支柱被构造成在第一操作模式期间限制第二流体流通过所述第二流动路径，所述第一操作模式允许冰在所述支柱上间歇性积聚，所述支柱被构造成在第二操作模式期间引导所述第二流体流通过所述第二流动路径，所述第二操作模式使得冰从所述支柱脱落，所述第二流动路径定位在所述支柱的所述径向内端中，所述第一操作模式是飞行器起飞的高发动机动力操纵，所述第二操作模式是飞行器巡航飞行。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述高压压缩机带叶片的转子的径向内部部分包括第一厚度，并且所述高压压缩机带叶片的转子的径向外部部分包括第二厚度，所述第一厚度大于所述第二厚度。
15.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述带叶片的增压器转子和所述高压压缩机带叶片的转子包括多个翼型叶片，所述多个翼型叶片中的每一个翼型叶片包括径向内部可旋转根部部分和径向外部可旋转尖端部分。
16.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述流体管道包括弧形流动路径。
17.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述流体管道包括收敛横截面。
18.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述流体管道包括处于串行流动关系的收敛横截面和发散横截面。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10876549B2 (en) 2019-04-05 2020-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Tandem stators with flow recirculation conduit

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3341114A (en) * 1966-03-04 1967-09-12 Gen Electric Anti-icing means
US7111982B1 (en) * 2004-01-30 2006-09-26 Swonger Jr Karl William Combined temperature and pressure probe for a gas turbine engine
CN104246142A (zh) * 2012-04-27 2014-12-24 通用电气公司 回转导叶促动器操作的空气阀
JP2015014207A (ja) * 2013-07-03 2015-01-22 株式会社東芝 ガスタービン圧縮機のエロージョン低減装置
CN104903548A (zh) * 2012-10-12 2015-09-09 通用电气公司 用于获取冰的燃气涡轮发动机两自由度可变泄放阀

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3057154A (en) * 1959-07-07 1962-10-09 Rolls Royce De-icer system for a gas turbine engine
US3365124A (en) * 1966-02-21 1968-01-23 Gen Electric Compressor structure
DE3685852T2 (de) 1985-04-24 1992-12-17 Pratt & Whitney Canada Turbinenmotor mit induziertem vordrall am kompressoreinlass.
US5029440A (en) * 1990-01-26 1991-07-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Acoustical anti-icing system
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
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
EP1079068A3 (en) 1999-08-27 2004-01-07 General Electric Company Connector tube for a turbine rotor cooling circuit
FR2825413B1 (fr) 2001-05-31 2003-09-05 Snecma Moteurs Dispositif de prelevement d'air par ecoulement centripete
US6561760B2 (en) * 2001-08-17 2003-05-13 General Electric Company Booster compressor deicer
US6990797B2 (en) * 2003-09-05 2006-01-31 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
FR2875866B1 (fr) * 2004-09-30 2006-12-08 Snecma Moteurs Sa Procede de circulation d'air dans un compresseur de turbomachine, agencement de compresseur le mettant en oeuvre , etage de compression et compresseur comportant un tel agencement, et moteur d'aeronef equipe d'un tel compresseur
FR2898867B1 (fr) * 2006-03-27 2008-12-19 Airbus France Sas Systeme pour le degivrage d'un capot d'entree d'air pour turbomoteur.
FR2914364B1 (fr) * 2007-03-30 2009-06-12 Snecma Sa Partie avant de turbomachine comprenant un systeme de deflecteur de corps etrangers, tels que des grelons.
US9074531B2 (en) * 2008-03-05 2015-07-07 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle fan flutter management system
US8277170B2 (en) 2008-05-16 2012-10-02 General Electric Company Cooling circuit for use in turbine bucket cooling
DE102008024146A1 (de) 2008-05-19 2009-11-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kombinierter Wirbelgleichrichter
US8490409B2 (en) 2009-10-01 2013-07-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Bleed air transfer tube
US9371736B2 (en) 2012-05-23 2016-06-21 Solar Turbines Incorporated Method and device for modifying a secondary air system in a gas turbine engine
US8814222B2 (en) 2012-05-23 2014-08-26 Solar Turbines Inc. Self-sealing tube for a gas turbine secondary air system
US9297259B2 (en) * 2012-06-14 2016-03-29 Alstom Technology Compressor blade
US9982598B2 (en) * 2012-10-22 2018-05-29 General Electric Company Gas turbine engine variable bleed valve for ice extraction
EP2740905B1 (fr) * 2012-12-07 2020-03-18 Safran Aero Boosters SA Bec de séparation d'une turbomachine axiale, compresseur et turbomachine axiale associés
EP2816200B1 (en) * 2013-06-18 2017-02-01 General Electric Technology GmbH Method and device for suppressing the formation of ice on structures at the air intake of a turbomachine
GB201415078D0 (en) * 2014-08-26 2014-10-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine anti-icing system
US10196982B2 (en) * 2015-11-04 2019-02-05 General Electric Company Gas turbine engine having a flow control surface with a cooling conduit

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3341114A (en) * 1966-03-04 1967-09-12 Gen Electric Anti-icing means
US7111982B1 (en) * 2004-01-30 2006-09-26 Swonger Jr Karl William Combined temperature and pressure probe for a gas turbine engine
CN104246142A (zh) * 2012-04-27 2014-12-24 通用电气公司 回转导叶促动器操作的空气阀
CN104903548A (zh) * 2012-10-12 2015-09-09 通用电气公司 用于获取冰的燃气涡轮发动机两自由度可变泄放阀
JP2015014207A (ja) * 2013-07-03 2015-01-22 株式会社東芝 ガスタービン圧縮機のエロージョン低減装置

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Publication number Publication date
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