CN111954798A - 测量气流特性的设备 - Google Patents

测量气流特性的设备 Download PDF

Info

Publication number
CN111954798A
CN111954798A CN201980019575.9A CN201980019575A CN111954798A CN 111954798 A CN111954798 A CN 111954798A CN 201980019575 A CN201980019575 A CN 201980019575A CN 111954798 A CN111954798 A CN 111954798A
Authority
CN
China
Prior art keywords
tubular portion
axis
slider
rod
plate
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.)
Granted
Application number
CN201980019575.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111954798B (zh
Inventor
简-吕克·韦尔尼奥
吉列斯·保罗·菲利桑
阿德南·索津
西蒙·帕丽斯
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN111954798A publication Critical patent/CN111954798A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111954798B publication Critical patent/CN111954798B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/065—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing dealing with 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
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F01D25/285—Temporary support structures, e.g. for testing, assembling, installing, repairing; Assembly methods using such structures
    • 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
    • F05D2260/12—Testing on a test bench
    • 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
    • F05D2260/83—Testing, e.g. methods, components or tools therefor
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P1/00—Details of instruments
    • G01P1/02—Housings
    • G01P1/026—Housings for speed measuring devices, e.g. pulse generator

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Measuring Volume Flow (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于测量涡轮发动机的环形通道中的气流特征的设备(46)，包括沿着限定的第一轴线(54)延伸的杆(44)，所述杆承载用于测量气流特性的装置并密封地滑动接合在第一管状部分(62)中，所述第一管状部分由第二管状部分(64)延伸，所述第二管状部分沿着所述第一轴线(54)密封地穿过滑块(66)，所述滑块(66)沿着垂直于所述第一轴线(54)的第二轴线(56)滑动地安装在滑块中，所述杆(44)以环形间隙与所述第二管状部分(64)接合。

Description

测量气流特性的设备
发明领域
本发明涉及一种用于测量涡轮发动机，例如测试涡轮发动机中的气流特性的设备。
背景技术
传统上，如图1所示，双流涡轮风扇发动机10包括燃气轮机12，其旋转轴14驱动涵道风扇叶轮16，其中后者通常位于涡轮风扇上游。发动机吸入的空气质量分为流过燃气轮机12或发动机核心的一次气流(箭头A)和源自风扇16并围绕发动机核心的二次气流(箭头B)，其中一次气流和二次气流同心并分别在初级环形流动通道18和次级环形流动通道20中循环。
以本身众所周知的方式，一次气流(箭头A)通常由低压压缩机22压缩，然后由高压压缩机24压缩，每个压缩机都具有沿气流的运动方向交替布置的固定叶片26和活动叶片。低压压缩机的轴连接到风扇叶轮4，并且由布置在下游的低压涡轮的轴(未示出)驱动旋转。低压压缩机的轴由布置在燃烧室的出口处并且位于低压涡轮机(均未示出)上游的高压涡轮机的轴驱动旋转。
在这种双体涡扇发动机中，风扇壳体通常表示风扇叶轮16周围的外环形壁28，中间壳体30表示涡轮发动机的结构元件，其轴向插入在压缩机，即低压压缩机22和高压压缩机24之间，穿过环形流动通道，即初级流动通道18和次级流动通道20。该中间壳体30包括两个分别在内部和外部限定初级环形气流通道18的环形壁，即径向内环形壁32和径向外环形壁34，和两个分别在内部和外部限定次级环形流动通道20的两个环形壁，即径向内环形壁36和径向外环形壁38。
在开发涡轮风扇发动机的背景下，需要对涡轮风扇发动机的性能进行测试以取得认证。因此，为此目的提供了开发涡轮发动机。在这些涡轮发动机上执行了大量测量。特别是在各种轴向位置或测量平面40a、40b、40c处测量空气动力流的特性。另外，我们希望能够在测量计划中的多个点进行测量。
为此，通常将布置在测量平面上的测量元件(通常称为测量传感器)用于在运行过程中通过测量诸如压力和温度之类的参数来表征空气动力流。这种设备42a、42b、42c包括杆44，杆44承载用于测量气流特性的装置。它还包括相对于涡轮机的旋转轴14的径向外端和径向内端。部件42a、42b、42c的径向外端由涡轮发动机的壳体承载，而布置在流动路径内的径向内端是自由的，并放置在要测量其气流特性的涡轮发动机的气流中。
更具体地说，径向外端连接到壳体安装座，以在给定的固定径向方向上支撑杆44。当在不同的径向位置进行测量时，必须停止涡轮发动机，将其底座中的杆重新定位到不同的位置，然后重新启动涡轮机。这些步骤被证明是漫长，并且使测试阶段变得复杂。另外，在鼓风机的某些转速下，尤其是当杆44伸入环形二次气流中时，杆44可能会产生共振，这会导致测量杆44破裂并影响其机械完整性。在极端情况下，由于振动而形成的缺口或裂纹可能会导致杆44部分或全部错位。由此释放的碎屑在流动通道中循环并且可能损坏布置在下游的涡轮发动机的部件。
在已知的系统中，例如提出了将杆安装在径向滑动的运动装置上以及沿切线或圆周方向的运动装置上。但是，这种安装方式无法实现最佳的气流密封性，因此测量结果会影响要测量的气流特性。
本发明的目的尤其是为上述现有技术的问题提供一种简单、有效和经济的解决方案。
发明内容
因此，本发明提供了一种用于测量涡轮发动机的环形流的气流特性的设备，包括沿着给定的第一轴线延伸的杆，所述杆承载用于测量气流特性的装置并密封地滑动接合在第一管状部分中，所述第一管状部分延伸到第二管状部分中，所述第二管状部分沿着所述第一轴线密封地穿过滑块，所述滑块沿着垂直于所述第一轴线的第二轴线滑动地安装在滑块中，所述杆以环形间隙接合在所述第二管状部分中。
根据本发明，密封是在杆的两个不同运动轴线上的两个不同的位置进行的，从而简化了测量设备的设计。特别地，通过第二管状部分对滑块进行密封，而对第二管状部分中流动的空气的密封则直接在杆本身上进行。
本发明的另一个特点是，滑块优选为圆柱形，并包括第一伸缩管滑块部分和第二伸缩管滑块部分，所述第一伸缩管滑块部分和第二伸缩管滑块部分在一个轴向端与所述第二管状部分密封连接。
使用伸缩管滑块允许通过杆和第二管状部分之间的环形间隙进入的空气的压力均匀地分布在组成第一和第二滑块部分的各个管上。
第一管状部分可以包括第一支撑板，所述第一支撑板支撑绕所述第一轴线旋转的第一致动器，该第一致动器使所述杆沿着所述第一轴线平移。
为了确保第一板的冷却，后者可包括能够允许空气循环并打算连接到空气供应装置的回路。因此，第一板的热调节限制了固定在其上的零件的加热。可以理解，第一板最好也是管状的，即它包括至少一个用于杆通过的中心孔。
在特定配置中，围绕杆安装有与第一轴线同轴的第一管状部分和第二管状部分，所述第一管状部分围绕所述第二管状部分，并与所述第二管状部分一起界定能够允许冷却液循环的回路，所述回路旨在连接到供应冷却液的装置。这种布置与冷却空气回路相结合，可以更好地控制设备的温度。
有利地，第一管状部分插入第一板的开口中并且与所述第一板制成一体。
为了确保杆的紧密导向，并限制热气体在第一管状部分中的向上运动，后者可以在内部容纳导管，杆以紧密的滑动配合安装在导管中。
导管可以包括环形凸缘，该环形凸缘夹在第二管状部分的第一端的环形肩部和拧到所述第二部分的第二端的夹紧螺母之间。
有利地，密封件可以围绕杆安装并且沿着所述第一轴线在两个环之间压缩，所述两个环和密封件插入在导管的所述凸缘和螺母之间。
为了使第二部分和第一部分沿第二轴线运动，第二管状部分与第二板制成一体，该第二板安装成通过齿条和小齿轮系统沿第二轴线运动。
可以将底板固定在滑块的与支撑所述第一管状部分的表面相对的表面上，所述底板包括杆穿过的开口和能够允许冷却液循环的回路，所述回路旨在连接到供应冷却液的装置。
有利地，滑块包括能够允许空气循环并连接到冷却空气供应装置的回路。
本发明还涉及一种用于涡轮发动机的气流管道，其包括两个同轴的内环形壁和外环形壁，以及如上所述的设备，滑块固定在所述外环形壁的径向外表面上，并且杆穿过所述外环形壁，使得其自由端布置在所述两个内环形壁和外环形壁之间。
当阅读以下参考附图的非限制性示例给出的描述时，将更好地理解本发明，并且将显现本发明的其他细节、特征和优点。
附图说明
-图1已经是已知类型的飞机涡轮风扇发动机的轴向剖视半剖视图；
-图2是根据本发明的设备的示意性透视图，该设备用于测量环形空气流动路径中的气流特性；
-图3是根据本发明的设备的示意性剖视图；
-图4是图4A中用虚线包围的区域的放大图；
-图5是根据本发明的设备的一部分的示意性透视图和分解图；
-图6是杆和允许杆在径向上滑动的密封装置的示意性透视图；
-图7是示意图，示出了用于滑动杆密封的密封件的压溃(crushing)；
-图8A、8B和8C是沿切线方向移动测量杆的装置的示意图；
-图9A、9B和9C是滑块和圆柱形滑块的允许沿切线方向运动的示意性纵向截面图；
-图10A、10B、11A和11B是在垂直于径向的平面上的示意性截面图，示出了滑块的内部；
-图12A、12B和12C是示意性透视图，并根据在液体冷却介质的径向上不同的横截面平面；
-图13是通过测量杆的径向平移通过支撑板的空气循环进行冷却的装置的示意性透视图。
具体实施方式
图2表示由涡轮发动机的外壳48承载的根据本发明的设备46，该装置包括三个致动器50、52、54，第一致动器52能够使测量杆44沿径向延伸的第一轴线56移动，第二致动器54能够使杆44绕所述第一轴线56旋转移动，第三致动器54能够使杆44沿着垂直于第一轴线56的第二轴线58移动。第二轴线58在垂直于径向方向并垂直于纵向方向60的方向上延伸，所述径向方向是第一轴线56的径向方向，所述纵向方向60平行于涡轮发动机的旋转轴线14，气流沿一个方向即纵向流动。
图3在包括第一轴线56和第二轴线58的平面中以截面图示出了图3中的设备46。设备46包括第一管状部分62，该第一管状部分62沿第一轴线56延伸并且由第二管状部分64延伸，该第二管状部分64密封地穿过圆柱形滑块66，该圆柱形滑块66滑动地安装在滑块68中，该滑块66能够沿着第二轴线58移动。
更精确地说，第一管状部分62包括形成在其径向内端的管状体70，并且与支撑测量杆44的第一板72集成在一起，所述第一板72沿第一轴线56平移并且围绕第一轴线56旋转(图4)。第一板72包括以第一轴线56为中心的开口，第一管状部分74a和第二管状部分74b与第一轴线56同轴地接合，第一管状部分74a围绕第二管状部分74b。从图4可以看出，第一管状部分74a在其径向内端具有一个环形凸缘76，该环形凸缘76夹在管状体62和第一板72之间。而且，第一管状部分74a具有径向内环形肩部78，第二管状部分74b的径向内端或第一端以径向向内邻接的方式安装在径向内环形肩部78上。同样，第二管状部分74b的该第一端包括环形肩部80，该环形肩部80上以径向向内邻接的方式安装有导管84的径向环形凸缘82，以使杆44沿第一轴线56以适合的方式滑动，并且杆44接合在环形肩部80中。从图6中可以较好地看出，导管84由两个部分84a、84b形成，以便允许导管84围绕杆44安装，因为它包括用于测量安装在管道内的其径向内部的气流特性的装置。管84的每个部分84a、84b包括半圆柱形部分85a、85b，该半圆柱形部分85a、85b的一端连接到径向半环形凸缘82a、82b。凸缘82a、82b共同限定环形凸缘82，并且半圆柱形部分85a、85b形成圆柱形部分87。第二管状部分74b的第二端或径向外端接收螺母86，该螺母86允许拧紧插入在两个环90a、90b之间的接头88。所述两个环90a、90b，密封件88和螺母86与第一销56同轴地凹入并且围绕销44安装。杆44以紧密的滑动配合安装，即在导管84中没有游隙，这允许其自由滑动，但是防止热空气从环形气流中上升。
如图7所示，密封件88在静止时基本为平面，并包括两个基本为平面的相对表面。两个环90a、90b各自具有相对于第一轴线56倾斜的一个表面92a、92b，所述两个表面92a、92b以相似的方式倾斜，即，使得它们之间的角度接近于零。环90a、90b的这种构造确保了密封件88的最佳压溃(crushing)，并因此改善了密封性。
第一板72承载可旋转地安装在第一轴线56上的基板94。该基板94支撑第一致动器50，该第一致动器50承载杆44并允许其在第一管状部分62中平移运动。第一板72承载第二致动器52，第二致动器52允许基座94绕第一轴线56旋转。以这种方式，测量杆44的测量装置可以与环形气流中的气流方向最佳地对准。
第二管状部分64包括管96，该管96安装在第二板100的管状部分98中的径向向外的邻接部中，该第二板能够沿第二轴线58移动。该第二板100承载第三致动器54，该第三致动器54借助于齿条和小齿轮系统102能够使第二管状部分64沿着第二轴线58移动(图8和9)。齿条和小齿轮102在这里由滑块68承载。
圆柱形滑块66安装在同样圆柱形的滑块68中，并由第一滑块部分104a和第二滑块部分104b组成，其中圆柱形伸缩管，即组成管106a、106b彼此配合并滑动。每个滑块部分104a、104b包括彼此嵌套的三个管106a、106b。伸缩管滑块的两个部分104a、104b的一端附接到与第一轴线56同轴的管96，以确保环形静脉的气密密封。从图3中可以看出，管96的尺寸设计成使得杆44被管44留有间隙地包围。使用带有伸缩管的滑块的优点是，环形气流的压力更好地分布，并且其对每个滑块部分104a、104b的各个管106a、106b相对彼此滑动运动的影响大大减小。在一实施方式中，管106a、106b的加工间隙为8至15μm，以确保滑动和无泄漏操作。
为了限制设备46的工作温度升高，提供了使用空气的第一冷却回路(图10A和10B)和使用水之类液体的第一冷却回路(图11A和11B)。因此，滑块68在其中间部分包括第一冷却空气回路108，该第一冷却空气回路108具有沿着第二轴线58延伸的四个通道108a、108b、108c。实际上，空气回路由两个流体独立的子回路组成。第一子回路包括通道108a和108c，第二子回路包括通道108b和108d。通道108a和108b的一端连接到加压空气供应装置109，并且分别连接到通道108c和108d，后者通道通过形成在滑块68中的端口110连接到外部大气(图10A和10B)。以这种方式，滑块68可以在操作期间被冷却。
根据本发明的设备46由用于附接到壳体的底板112整体地支撑，该底板的螺栓元件114在图11A和11B中示出。该底板112包括中央开口116，该中央开口116允许仪表杆44通过。第一水冷却回路118包括形成在底板112的厚度中并且沿着第二轴线56延伸的四个通道118a、118b、118c、118d。第一通道118a和第二通道118b形成在横向于第一轴线54的相同的第一平面中。第三通道118c和第四通道118d在横向于第一轴线54的同一第二平面中形成。第一平面位于第二平面的径向外侧。第一通道118a连接到用于向底板112供应冷却水的装置120，水然后流入第三通道118c，然后流入第四通道118d，最后流入第二通道118b并从其一端流出。这样，底板112在操作期间被冷却以促进涡轮发动机的测试阶段。
在图10A、10B、11A和11B中可以看出，在不使用第一水冷却回路118的情况下使用第一空气冷却回路108。为此，只需不要将底板112插入壳体48和第一回路108之间。当然，第一水冷却回路118的集成使得根据本发明的装置48的加热进一步受到限制，特别是由于与空气相比，水的热传导更高。
设备46还包括第二空气冷却回路122和第二液体冷却回路124，例如水。第二水冷却回路124形成在第一管状部分74a和第二管状部分74b上，如图12A、12B和12C所示。第一管状部分74a包括连接至冷却剂供应装置128的冷却剂入口侧喷嘴126和液体出口侧喷嘴130。入口喷嘴126位于出口喷嘴128下方，以允许液体从底部流到顶部。如图12C中可见，第二管状部分74b包括通过轴向凹槽132c彼此连接的下部环形凹槽132a和上部环形凹槽132b。这些凹槽132a、132b和凹槽132c以第一管状部分74a的内表面界定了冷却剂能够在其中循环的回路。因此，冷却剂从入口喷嘴126流入下部环形凹槽132a，然后通过凹槽132c，然后进入上部环形凹槽132b，然后通过上部喷嘴130流出。
图13在垂直于第一轴线54的截面中示出了第一级72。可以看出，第一板72带有第一进气喷嘴134和第二进气喷嘴136，第一进气喷嘴134和第二进气喷嘴136从第一板72的相对的边缘延伸并且分别连接到空气供应装置137。第一进气接头134与具有环形凹槽142的连接通道138连通，该环形凹槽142流体连通形成在第一管状部分74a的壁厚中的孔140，并且沿着第一轴线54向上开口并进入接头94与杆44之间的环形空间。第二进气口136与彼此连接并一起形成正方形图案的轴向通道144a、144b、144c、144d连通。钻孔146形成在第一板72的厚度中，并且从第一轴线54沿第一方向开口在第一板72的下侧上，并且沿第二方向开口在通道144a、144b、144c、144d中。因此，通过第二喷嘴136进入的空气流经通道144a、144b、144c、144d，冷却第一板72并通过孔146排出。
在上述装置的特定实施例中，装置可以仅包括以下一个或至少一个：第一空气冷却回路108、第一液体冷却回路118、第二空气冷却回路122、第二液体冷却回路或第二液体冷却回路124。

Claims (13)

1.一种用于测量涡轮机的环形流的气流特性的设备(46)，包括沿着给定的第一轴线(56)延伸的杆(44)，所述杆承载用于测量气流特性的装置并密封地滑动接合在第一管状部分(62)中，所述第一管状部分延伸到第二管状部分(64)中，所述第二管状部分沿着所述第一轴线(56)密封地穿过滑块(66)，所述滑块沿着垂直于所述第一轴线(56)的第二轴线(58)滑动地安装在滑块中，所述杆(44)以环形间隙接合在所述第二管状部分(64)中。
2.根据权利要求1所述的设备，其中所述滑块(66)优选为圆柱形，并包括第一伸缩管滑块部分(104a)和第二伸缩管滑块部分(104b)，所述第一伸缩管滑块部分(104a)和第二伸缩管滑块部分(104b)在一个轴向端与所述第二管状部分(64)密封连接。
3.根据权利要求1或2所述的设备，其中所述第一管状部分(62)包括第一支撑板(72)，所述第一支撑板支撑绕所述第一轴线(54)旋转的第一致动器(50)，该第一致动器使所述杆(44)沿着所述第一轴线(54)平移。
4.根据权利要求3所述的设备，其中所述第一板(72)包括能够允许空气循环并且旨在连接至空气供应装置(137)的回路(122)。
5.根据权利要求3或4所述的设备，其中围绕所述杆(44)安装有与所述第一轴线(54)同轴的第一管状部分(74a)和第二管状部分(74b)，所述第一管状部分(74a)围绕所述第二管状部分(74b)，并与所述第二管状部分一起界定能够允许冷却液循环的回路(124)，所述允许冷却液循环的回路旨在连接到供应冷却液的装置(128)。
6.根据权利要求4和5所述的设备，其中，所述第一管状部分(74a)插入所述第一板(72)的开口中并且与所述第一板(72)制成一体。
7.据权利要求1至6中的一项所述的设备，其中所述第一管状部分(62)在内部容纳导管(84)，所述杆(44)以紧密配合的方式可滑动地安装在所述导管(84)中。
8.根据权利要求7结合权利要求5所述的设备，其中所述导管(84)包括环形凸缘(82)，所述环形凸缘夹在所述第二管状部分(74a)的第一端的环形肩部和拧到所述第二管状部分(74b)的第二端的夹紧螺母(86)之间。
9.根据权利要求8所述的设备，其中密封件(88)围绕所述杆(44)安装并且沿着所述第一轴线(54)在两个环(90a、90b)之间压缩，所述两个环(90a、90b)和密封件(88)插入在所述导管(84)的所述凸缘(82)和螺母(86)之间。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的设备，其中所述第二管状部分(64)与第二板(100)成一体，所述第二板(100)被安装成能够借助于齿条和小齿轮系统沿着所述第二轴线(56)移动。
11.根据权利要求1至10中任一项所述的设备，包括底板(112)，所述底板固定在所述滑块(68)的与支撑所述第一管状部分(62)的表面相对的表面上，所述底板(112)包括所述杆(44)穿过的开口和能够允许冷却液循环的回路(118)，所述允许冷却液循环的回路旨在连接到供应冷却液的装置(120)。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的设备，其中所述第一滑块(68)包括能够允许空气循环并且旨在连接至冷却空气供应装置(109)的回路(108)。
13.一种用于涡轮机的气流管道，包括两个同轴的内环形壁和外环形壁，以及根据权利要求1至12中任一项所述的设备(46)，所述滑块(68)固定在所述外环形壁(48)的径向外表面上，并且所述杆(44)穿过所述外环形壁(48)，使得其自由端布置在所述两个内环形壁和外环形壁之间。
CN201980019575.9A 2018-03-22 2019-03-20 测量气流特性的设备 Active CN111954798B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1852500 2018-03-22
FR1852500A FR3079299B1 (fr) 2018-03-22 2018-03-22 Dispositif de mesure des caracteristiques d'un flux d'air
PCT/FR2019/050641 WO2019180383A2 (fr) 2018-03-22 2019-03-20 Dispositif de mesure des caracteristiques d'un flux d'air

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111954798A true CN111954798A (zh) 2020-11-17
CN111954798B CN111954798B (zh) 2023-10-13

Family

ID=62597691

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201980019575.9A Active CN111954798B (zh) 2018-03-22 2019-03-20 测量气流特性的设备

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11808662B2 (zh)
EP (1) EP3769067B1 (zh)
CN (1) CN111954798B (zh)
FR (1) FR3079299B1 (zh)
WO (1) WO2019180383A2 (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11215117B2 (en) 2019-11-08 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine having electric motor applying power to the high pressure spool shaft and method for operating same
FR3112190B1 (fr) * 2020-07-02 2022-07-22 Safran Support de sonde pour turbomachine
FR3134890B1 (fr) * 2022-04-25 2024-03-15 Safran Aircraft Engines Ensemble de mesure de caractéristiques d’un flux d’air
FR3140164A1 (fr) 2022-09-27 2024-03-29 Safran Aircraft Engines Mesureur intrusif pour turbomachine

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4907456A (en) * 1988-03-24 1990-03-13 Westinghouse Electric Corp. Sensor probe system
US5076108A (en) * 1990-08-23 1991-12-31 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administrator Probe insertion apparatus with inflatable seal
CN102046922A (zh) * 2008-05-29 2011-05-04 斯奈克玛 包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘和支承件支撑轴颈在内的组件、以及用于该组件的涡轮盘的冷却回路
CN103097669A (zh) * 2010-09-20 2013-05-08 西门子公司 燃气涡轮机以及操作燃气涡轮机的方法
FR3036735A1 (fr) * 2015-05-26 2016-12-02 Snecma Veine instrumentee de turbomachine
FR3043203A1 (fr) * 2015-11-04 2017-05-05 Snecma Dispositif de mesure de parametres d'un flux aerodynamique d'une turbomachine, turbomachine equipee d'un tel dispositif et procede de fabrication d'un joint d'etancheite d'un tel dispositif
FR3043464A1 (fr) * 2015-11-06 2017-05-12 Snecma Dispositif de mesure pour une veine d'ecoulement de gaz d'une turbomachine
EP3217006A1 (fr) * 2016-03-09 2017-09-13 PSA Automobiles SA Moteur thermique à système de recirculation des gaz d'échappement
FR3051908A1 (fr) * 2016-05-24 2017-12-01 Snecma Dispositif anti-flexion pour sonde de turbomachine

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3710816A (en) * 1970-10-12 1973-01-16 D Prince Knife gate valve

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4907456A (en) * 1988-03-24 1990-03-13 Westinghouse Electric Corp. Sensor probe system
US5076108A (en) * 1990-08-23 1991-12-31 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administrator Probe insertion apparatus with inflatable seal
CN102046922A (zh) * 2008-05-29 2011-05-04 斯奈克玛 包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘和支承件支撑轴颈在内的组件、以及用于该组件的涡轮盘的冷却回路
CN103097669A (zh) * 2010-09-20 2013-05-08 西门子公司 燃气涡轮机以及操作燃气涡轮机的方法
FR3036735A1 (fr) * 2015-05-26 2016-12-02 Snecma Veine instrumentee de turbomachine
FR3043203A1 (fr) * 2015-11-04 2017-05-05 Snecma Dispositif de mesure de parametres d'un flux aerodynamique d'une turbomachine, turbomachine equipee d'un tel dispositif et procede de fabrication d'un joint d'etancheite d'un tel dispositif
FR3043464A1 (fr) * 2015-11-06 2017-05-12 Snecma Dispositif de mesure pour une veine d'ecoulement de gaz d'une turbomachine
EP3217006A1 (fr) * 2016-03-09 2017-09-13 PSA Automobiles SA Moteur thermique à système de recirculation des gaz d'échappement
FR3051908A1 (fr) * 2016-05-24 2017-12-01 Snecma Dispositif anti-flexion pour sonde de turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2020129969A (ru) 2022-04-22
FR3079299A1 (fr) 2019-09-27
WO2019180383A3 (fr) 2020-03-19
CN111954798B (zh) 2023-10-13
FR3079299B1 (fr) 2020-06-05
EP3769067B1 (fr) 2023-07-12
US20210033492A1 (en) 2021-02-04
US11808662B2 (en) 2023-11-07
EP3769067A2 (fr) 2021-01-27
WO2019180383A2 (fr) 2019-09-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111954798B (zh) 测量气流特性的设备
US20220128317A1 (en) Heat Exchanger and Leak Detection System
EP3176408A1 (en) Intercooling system and method for a gas turbine engine
BR102016029924A2 (pt) Heat exchanger assembly, system, method for cooling a fluid and gas turbine engine
US10415478B2 (en) Air mixing systems having mixing chambers for gas turbine engines
CN107060905B (zh) 用于燃气涡轮发动机中的组件的涡轮框架冷却系统和方法
JP2008175206A (ja) タービンロータ支持装置及びシステム
US9909436B2 (en) Cooling structure for stationary blade
US20180230908A1 (en) Heat exchanger assembly for a gas turbine engine propulsion system
JPH0337335A (ja) ガスタービンエンジン・パワーユニット
CN107084052A (zh) 管道镜护套
RU2784992C2 (ru) Устройство для измерения характеристик воздушного потока
GB2539096A (en) Turbomachine comprising a ventilation system
US11078842B2 (en) Exhaust distribution manifold
US9897318B2 (en) Method for diverting flow around an obstruction in an internal cooling circuit
CN115949507A (zh) 单一气源供气的带有空-空换热器的核心机
US11624662B2 (en) Exhaust gas temperature sensor
CN214247529U (zh) 航空发动机核心机尾喷管以及航空发动机核心机
CN115628912A (zh) 用于开展地面和高空试验用试验系统
US8147184B2 (en) Air intake circuit arrangement for high pressure compressor of a turbine engine
US10520097B2 (en) Multi-flowpath fluid control valve
JP2003314299A (ja) ガスタービン
US11519368B2 (en) Heat exchanger supply plenum
JP5540297B2 (ja) ガスタービンエンジン用燃焼器の燃焼ガスのサンプリング装置
EP3312383B1 (en) Air mixing systems having mixing chambers for gas turbine engines

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant