CN117307355A - 用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统 - Google Patents

用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统 Download PDF

Info

Publication number
CN117307355A
CN117307355A CN202310780610.7A CN202310780610A CN117307355A CN 117307355 A CN117307355 A CN 117307355A CN 202310780610 A CN202310780610 A CN 202310780610A CN 117307355 A CN117307355 A CN 117307355A
Authority
CN
China
Prior art keywords
exit
row
vane
centerline axis
downstream
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
CN202310780610.7A
Other languages
English (en)
Inventor
T·L·皮尤
M·E·林茨
J·P·桑兹
J·J·拉海姆
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 CN117307355A publication Critical patent/CN117307355A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/13—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having variable working fluid interconnections between turbines or compressors or stages of different rotors
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • 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
    • F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
    • 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
    • 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
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • F02C7/30—Preventing corrosion or unwanted deposits in gas-swept spaces
    • 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
    • F02K3/06—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 fan

Landscapes

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

Abstract

一种用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统的排放装置包括：壳体，该壳体具有入口端和出口端且限定从入口端到出口端的中心线轴线；入口流调节器，该入口流调节器布置在入口端处，该入口流调节器包括多个入口开口，其用于使压缩空气流通过其中导引到壳体中；以及出射网屏，该出射网屏布置在壳体的出口端处。出射网屏包括通过其中的多个出射开口，这些出射开口相对于中心线轴线以锐角布置，以便提供至少部分地在与通过旁通流通路的旁通空气流相同的方向上通过其中到旁通流通路中的压缩空气流。

Description

用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统
技术领域
本公开内容涉及用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统。
背景技术
一些涵道风扇发动机包括具有压缩机区段的核心发动机，该压缩机区段压缩入口空气来用于燃烧以及用于各种其它目的，诸如发动机的冷却和环境控制。排出系统可与压缩机区段连接以在发动机的各种操作条件下使压缩空气从压缩机排出，以提供更高效的发动机操作。
发明内容
技术方案1.一种用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统的排放装置，所述排放装置包括：
壳体，所述壳体具有入口端和出口端，且限定从所述入口端到所述出口端的中心线轴线；
内部流调节器，所述内部流调节器布置在所述入口端处，所述内部流调节器包括多个开口，其用于使压缩空气流通过其中导引到所述壳体中；以及
出射网屏，所述出射网屏布置在所述壳体的出口端处，所述出射网屏包括通过其中的多个出射开口，所述多个出射开口相对于所述中心线轴线以锐角布置，以用于提供从所述壳体通过其中的压缩空气的定向流。
技术方案2.根据技术方案1所述的排放装置，其中，所述锐角布置成提供至少部分地在通过所述涵道风扇发动机的旁通流通路的旁通空气流的流动方向上通过其中的压缩空气流。
技术方案3.根据技术方案2所述的排放装置，其中，所述锐角具有从三十五度至四十五度的范围。
技术方案4.根据技术方案1所述的排放装置，其中，在所述出射网屏的外表面的平面视图中，所述出射网屏限定在与旁通流方向相同的方向上延伸的纵向中心线轴线以及正交于所述纵向中心线轴线延伸的横向轴线，所述多个出射开口布置成多排出射开口，包括布置在所述纵向中心线轴线的第一侧上的出射开口的第一排以及布置在与所述第一侧相反的所述纵向中心线轴线的第二侧上的出射开口的第二排。
技术方案5.根据技术方案4所述的排放装置，其中，出射开口的所述第一排相对于所述纵向中心线轴线和所述横向轴线以第一角延伸，且出射开口的所述第二排相对于所述纵向中心线轴线和所述横向轴线以第二角延伸。
技术方案6.根据技术方案5所述的排放装置，其中，出射开口的所述第一排包括第一凹部，所述第一凹部在所述出射网屏的外表面中横跨出射开口的所述第一排延伸，且出射开口的所述第二排包括第二凹部，所述第二凹部在所述出射网屏的外表面中横跨出射开口的所述第二排延伸。
技术方案7.根据技术方案6所述的排放装置，其中，所述第一凹部和所述第二凹部延伸到所述纵向中心线轴线以限定它们之间在所述纵向中心线轴线处的V形状顶点。
技术方案8.根据技术方案7所述的排放装置，其中，所述第一凹部限定出射开口的所述第一排的上游侧上的第一上游静叶和出射开口的所述第一排的下游侧上的第一下游静叶，且所述第二凹部限定出射开口的所述第二排的上游侧上的第二上游静叶和出射开口的所述第二排的下游侧上的第二下游静叶，所述第一上游静叶和所述第二上游静叶在所述纵向中心线轴线处合并以限定上游静叶顶点，且所述第一下游静叶和所述第二下游静叶在所述纵向中心线轴线处合并以限定下游静叶顶点。
技术方案9.根据技术方案8所述的排放装置，其中，所述第一上游静叶、所述第一下游静叶、所述第二上游静叶和所述第二下游静叶中的每个以与所述出射开口的锐角相同的锐角布置。
技术方案10.根据技术方案8所述的排放装置，其中，在所述平面视图中，所述上游静叶顶点和所述下游静叶顶点指向所述出射网屏的下游侧。
技术方案11.一种涵道风扇发动机，所述涵道风扇发动机包括：
核心发动机，所述核心发动机包括压缩机区段且包括至少部分地包绕所述核心发动机的外壳；
机舱，所述机舱至少部分地包绕所述核心发动机且限定在所述机舱的内侧与所述核心发动机的外壳之间的旁通流通路；以及
压缩机旁通排出系统，所述压缩机旁通排出系统包括(a)排放装置，所述排放装置具有(i)壳体，所述壳体具有入口端和出口端且限定从所述入口端到所述出口端的中心线轴线，(ii)内部流调节器，所述内部流调节器布置在所述入口端处，所述内部流调节器包括多个开口，其用于使压缩空气流通过其中导引到所述壳体中，以及(iii)出射网屏，所述出射网屏布置在所述壳体的出口端处，所述出射网屏包括通过其中的多个出射开口，所述多个出射开口相对于所述中心线轴线以锐角布置，以便提供从所述壳体通过其中的压缩空气的定向流，以及(b)压缩机排出涵道系统，所述压缩机排出涵道系统使所述压缩机区段联接到所述壳体的入口端，
其中，所述排放装置联接到所述核心发动机的外壳，且所述出射网屏布置在通过所述外壳的开口中，以提供通过其中到所述旁通流通路中的压缩空气流。
技术方案12.根据技术方案11所述的涵道风扇发动机，其中，所述锐角布置成提供至少部分地在通过所述旁通流通路的旁通空气流的流动方向上通过其中的压缩空气流。
技术方案13.根据技术方案12所述的涵道风扇发动机，其中，所述锐角具有从三十五度至四十五度的范围。
技术方案14.根据技术方案11所述的涵道风扇发动机，其中，在所述出射网屏的外表面的平面视图中，所述出射网屏限定在与旁通流方向相同的方向上延伸的纵向中心线轴线以及正交于所述纵向中心线轴线延伸的横向轴线，所述多个出射开口布置成多排出射开口，包括布置在所述纵向中心线轴线的第一侧上的出射开口的第一排以及布置在与所述第一侧相反的所述纵向中心线轴线的第二侧上的出射开口的第二排。
技术方案15.根据技术方案14所述的涵道风扇发动机，其中，出射开口的所述第一排相对于所述中心线轴线和所述横向轴线以第一角延伸，且出射开口的所述第二排相对于所述纵向中心线轴线和所述中心线轴线以第二角延伸。
技术方案16.根据技术方案15所述的涵道风扇发动机，其中，出射开口的所述第一排包括第一凹部，所述第一凹部在所述出射网屏的外表面中横跨出射开口的所述第一排延伸，且出射开口的所述第二排包括第二凹部，所述第二凹部在所述出射网屏的外表面中横跨出射开口的所述第二排延伸。
技术方案17.根据技术方案16所述的涵道风扇发动机，其中，所述第一凹部和所述第二凹部延伸到所述纵向中心线轴线以限定它们之间在所述纵向中心线轴线处的V形状顶点。
技术方案18.根据技术方案17所述的涵道风扇发动机，其中，所述第一凹部限定出射开口的所述第一排的上游侧上的第一上游静叶和出射开口的所述第一排的下游侧上的第一下游静叶，且所述第二凹部限定出射开口的所述第二排的上游侧上的第二上游静叶和出射开口的所述第二排的下游侧上的第二下游静叶，所述第一上游静叶和所述第二上游静叶在所述纵向中心线轴线处合并以限定上游静叶顶点，且所述第一下游静叶和所述第二下游静叶在所述纵向中心线轴线处合并以限定下游静叶顶点。
技术方案19.根据技术方案18所述的涵道风扇发动机，其中，所述第一上游静叶、所述第一下游静叶、所述第二上游静叶和所述第二下游静叶中的每个以与所述出射开口的锐角相同的锐角布置。
技术方案20.根据技术方案18所述的涵道风扇发动机，其中，在所述平面视图中，所述上游静叶顶点和所述下游静叶顶点指向所述出射网屏的下游侧。
附图说明
通过如附图(其中，相似的参考标号大体上指示相同的、作用类似的和/或结构类似的元件)中阐明的各种示例性实施例的以下描述，本公开内容的特征和优点将是明显的。
图1是根据本公开内容的方面的示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机的示意性局部截面侧视图。
图2是根据本公开内容的方面的示例性压缩机旁通排出系统的放大局部视图。
图3是根据本公开内容的方面的示例性排放装置的局部截面视图。
图4描绘根据本公开内容的方面的出射网屏(exit screen)的外侧的在图3的视图4-4处截取的平面视图。
图5是根据本公开内容的另一方面的对于图3中描绘的出射网屏布置来说备选的出射网屏布置的局部截面视图。
图6是根据本公开内容的另一方面的图5的备选出射网屏的外侧的平面视图。
图7是根据本公开内容的方面的在图6的细节视图181处截取的放大视图。
图8是根据本公开内容的方面的在图5的细节182处截取的排放网屏中的出射开口的放大视图。
具体实施方式
通过考虑以下详细描述、图和权利要求书，本公开内容的特征、优点和实施例被阐述或是明显的。以下详细描述是示例性的，且意在提供另外的解释而不限制如所要求保护的本公开内容的范围。
下文详细论述各种实施例。虽然论述特定的实施例，但这样做只是用于阐明的目的。相关领域中的技术人员将认识到，可在不脱离本公开内容的精神和范围的情况下使用其它构件和构造。
如本文中使用的，用语“第一”或“第二”可能互换地使用来使一个构件区别于另一个，且不意在表示单独构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”是指在流体路径中相对于流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，且“下游”是指流体流向的方向。
一些涵道风扇发动机包括具有压缩机区段的核心发动机，该压缩机区段压缩入口空气来用于燃烧以及用于各种其它目的，诸如发动机的冷却和环境控制。排出系统可与压缩机区段连接以在发动机的各种操作条件下使压缩空气从压缩机排出，以提供更高效的发动机操作。排出系统可包括使压缩空气从压缩机传送到排放装置的涵道，压缩空气从该排放装置喷射到在核心发动机与包绕核心发动机的机舱之间的旁通流通路中。压缩空气可能处于高压和处于高温，且如果高温压缩空气喷射到旁通流通路中，高温压缩空气可能损坏机舱的内表面(其大体上由复合材料制成)。为减小损坏机舱的可能性，一些发动机可包括在机舱的内表面上的热屏障，其增加机舱的重量。
本公开内容旨在通过提供一种排放装置来解决上述事项，该排放装置提供用于使压缩空气更好地定向流到旁通流通路中，以便减小或防止机舱的内表面损坏。根据本公开内容，压缩机旁通排出系统包括具有排放网屏的排放装置，该排放网屏包括通过其中的多个出射开口，这些出射开口以锐角布置，以便提供至少部分地在与通过旁通流通路的旁通空气流相同的方向上通过其中到旁通流通路中的压缩空气流。出射开口可另外布置成特定图案，该特定图案有助于压缩空气的定向流。此外，出射网屏可包括帮助使压缩空气引导成定向流的静叶。结果，压缩空气可更好地导向到旁通空气流中并远离机舱的内表面，从而减小损坏机舱的可能性且消除对于向机舱添加热屏障的需要。
现在参照图，图1是如可结合本公开内容的各种实施例的在本文中称为“发动机10”的示例性高旁通涡轮风扇喷气发动机10的示意性局部截面侧视图。虽然下文参考涡轮风扇发动机进一步描述，但本公开内容也适用于一般的涡轮机械，包括基于海运的涡轮发动机、工业涡轮发动机和辅助功率单元。如图1中示出的，发动机10具有通过其中从发动机10的上游端58延伸到发动机10的下游端60的轴向中心线轴线12，以用于参考的目的。大体上，发动机10可包括风扇组件14和设置在自风扇组件14下游的核心发动机16。
核心发动机16可更大体上包括燃气涡轮，且核心发动机16可大体上包括限定环形入口20的外壳18。外壳18至少部分地包绕或包围或者至少部分地形成(以串流关系)核心发动机16，该核心发动机16具有：压缩机区段(22/24)，其具有低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧器26；涡轮区段(28/30)，其包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷气排放喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34使HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36使LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36还可连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定的实施例中，如图1中示出的，LP转子轴36可通过减速齿轮40连接到风扇轴38，诸如以间接传动或齿轮传动的构造。
如图1中示出的，风扇组件14包括多个风扇叶片42，其联接到风扇轴38且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳或机舱44周向地包绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。机舱44可由多个周向间隔的出口引导静叶或支柱46相对于核心发动机16支承。此外，机舱44的内侧80的至少一部分可在核心发动机16的外部部分上延伸，以便限定它们之间的旁通空气流通路48。
核心发动机16还可包括压缩机旁通排出系统50，其可包括压缩机瞬时排出阀52、排出空气涵道54和排放装置56。大体上，在发动机10的各种操作条件期间，压缩机瞬时排出阀52可操作以允许来自HP压缩机24的压缩空气作为压缩机排出空气流流过其中且流过排出空气涵道54至排放装置56。如下文将更详细描述的，排放装置56可作用为消音装置来在使压缩机排出空气流排放到旁通空气流通路48中之前调节压缩机排出空气流，以便最大限度地减小压缩机排出空气流与旁通空气流66的声学影响。
在可由发动机控制器78控制的发动机10的操作期间，如图1中示出的，如由箭头62示意性指示的一定体积的发动机入口空气从上游端58通过机舱44的相关联的入口涵道64进入发动机10。在发动机入口空气62横跨风扇叶片42通过时，发动机入口空气62的一部分作为旁通空气流66导向或传送到旁通空气流通路48中，而发动机入口空气62的另一部分作为压缩机入口空气68导向或传送到环形入口20中且到LP压缩机22中。压缩机入口空气68在它流过LP压缩机22和HP压缩机24时逐渐压缩以形成压缩空气70。如下文将描述的，压缩空气70的至少一部分可传送通过压缩机旁通排出系统50。压缩空气70流到燃烧器26中，在燃烧器26中它与燃料混合且点燃以生成燃烧气体72。燃烧气体72流到HP涡轮28中，因此引起HP转子轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体72然后传送通过LP涡轮30，因此引起LP转子轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇轴38的旋转。燃烧气体72然后通过核心发动机16的喷气排放喷嘴区段32排放以在发动机10的下游端60处提供推进力。
图2是描绘根据本公开内容的方面的压缩机旁通排出系统的放大视图。如图2中示出的，压缩机旁通排出系统50包括瞬时排出阀52，其可由发动机控制器78(图1)控制。在图2中，瞬时排出阀52描绘为一般的表现形式，但瞬时排出阀52可构成气动阀、电子阀、液压阀或者控制空气流(且更特别是控制高压且高温的空气流)的任何其它类型的阀。在此，压缩空气70进入瞬时排出阀52，且可由HP压缩机24加压至约1375kPa的压力并可具有约538摄氏度的温度。因此，瞬时排出阀52是能够在空气流处于此类高压和高温的情况下操作的阀。当瞬时排出阀52操作时，压缩空气70的流进入瞬时排出阀52，且压缩空气74从瞬时排出阀52出射且流到排出空气涵道54中，排出空气涵道54联接到瞬时排出阀52。由于流过排出空气涵道54的压缩空气74的高压和高温，排出空气涵道54由耐高温和高压的材料形成，诸如金属或高温复合材料(诸如CMC材料)，以便承受压缩空气74的高压和高温。排放装置56在排出空气涵道54的下游端55处联接到排出空气涵道54。如下文将更详细描述的，压缩空气74从排出空气涵道54流到排放装置56中，在排放装置56中，压缩空气74在作为压缩空气76排放到旁通空气流通路48中之前受调节(例如，提供有压降和/或温降)。如下文将描述的，排放装置56布置成提供压缩空气76到旁通空气流通路48中的定向流，以便避免使压缩空气76(压缩空气76可能仍处于高温和高压，即使它可受排放装置56调节)刮擦机舱44的内侧80。
图3是根据本公开内容的方面的示例排放装置56的局部截面视图。排放装置56可包括壳体84，壳体84延伸通过外壳18中的开口89且包括入口端85和出口端88，壳体84可包括在壳体84的出口端88处的排放网屏86(其可为大体上圆形的)、上游端壁90(其可为大体上环形的)和侧壁92(其可为大体上圆形的)。壳体84可大体上呈具有直径96的围绕中心线轴线94布置的中空圆柱体的形式。排放网屏86可包括多个出射开口98(例如，孔)，压缩空气76可通过出射开口98从壳体84的内部100放出(压缩空气76也可称为定向(出射)空气流135)。图3中描绘的出射开口98中的每个出射开口从排放网屏86的内表面146通过排放网屏86延伸到排放网屏86的外表面148。另外，出射开口98中的每个出射开口相对于中心线轴线94以出射角134布置。在一方面，出射角134可在下游方向上(即，在与通过旁通空气流通路48的旁通空气流66的流动方向67相同的方向上)为四十度。在另一方面，出射角134可在下游方向上在从三十五度至四十五度的范围内。出射角134也可在其它范围内，且出射角134不限于上述范围，只要出射角134相对于旁通空气流66的流动方向67布置在下游方向上。因此，定向(出射)空气流135提供成在下游方向上通过出射开口98中的每个出射开口。
内部流调节器102可设置在壳体84内。内部流调节器102可大体上呈围绕中心线轴线94与壳体84同轴布置的中空、锥形截头体的形式。内部流调节器102可包括向内渐缩的侧壁104以及下游端壁106(其可为大体上圆形的)。侧壁104可大体上定形为截锥(即，可为截头体锥形形状的)。下游端壁106可大体上正交于中心线轴线94。内部流调节器102可从壳体84的入口端85处的上游基部108(其可基本由上游端壁90外接)向内渐缩至下游基部110(其可接近于下游端壁106)。侧壁104和下游端壁106可至少部分地限定内部流调节器102的内部112。侧壁104可包括多个大体上横向(laterally)定向的开口(或孔)114，且/或下游端壁106可包括多个大体上轴向定向的开口(或孔)116，加压空气可通过这些开口(或孔)放出到壳体84的内部112中。内部流调节器102可布置成通过入口118(其可接近于上游基部108)从排出空气涵道54接收压缩空气74。内部流调节器102可具有接近于入口118的上游基部直径120和接近下游端壁106的下游基部直径122。上游基部直径120可大于下游基部直径122。内部流调节器102可附接在壳体84的内侧，使得入口118设置在壳体84的上游端壁90内。
下游基部110可至少部分地限定下游端壁面积124，其可为下游端壁106的大体上轴向面向下游的面积。下游基部110和壳体84可至少部分地限定下游端环形面积126，其可为在下游端壁106与壳体84的侧壁92之间的大体上轴向面向下游的面积。在一示例性方面，下游端壁面积124与下游端环形面积126的比率可为约0.12至约0.97。在另一示例性方面，下游端壁面积124与下游端环形面积126的比率可为约0.16至约0.28。在又一示例性方面，下游端壁面积124与下游端环形面积126的比率可为约0.17至约0.20。
在操作中，内部流调节器102和排放网屏86可构造成导引压缩空气74向内通过入口118到内部流调节器102的内部112中，通过内部流调节器102的横向定向开口114和/或通过内部流调节器102的轴向定向开口116到壳体84的内部100中，且然后向外通过排放网屏86的出射开口98。壳体84的内部100在内部流调节器102的横向定向开口114和轴向定向开口116与排放网屏86的出射开口98之间可基本没有流动阻碍。
横向定向开口114、轴向定向开口116和出射开口98中的每个具有单独的尺寸(例如，直径和/或槽的长度/宽度)和面积(其提供用于流体流的有效面积)。用于流体流的开口的有效面积可通过已知方法来确定，且可取决于开口的尺寸和形状。在本公开内容的一些方面，下游端环形面积126与下游端壁面积124的比率可按约0.8至约1.9的系数正比于内部流调节器102的侧壁104的横向定向开口114的有效面积与内部流调节器102的下游端壁106的轴向定向开口116的有效流动面积的比率。该关系可表达为：
其中，F可为约0.8至约1.9。在另一方面，F可为约0.88至约1.58，且在另一方面，F可为约0.97至约1.26。
在根据本公开内容的一方面，内部流调节器102的横向定向开口114和轴向定向开口116的有效流动面积与入口118的有效流动面积的比率可为约0.7至约1.2。在根据本公开内容的另一方面，内部流调节器102的横向定向开口114和轴向定向开口116的有效流动面积与入口118的有效流动面积的比率可为约0.76至约0.91。
在根据本公开内容的又一方面，内部流调节器102可设置在壳体84内使得通过下游端壁106的轴向定向开口116的空气流在空气流到达壳体84的排放网屏86之前基本消散(dissipate)。例如，下游端壁106可与排放网屏86以消散距离128间隔，且通过下游端壁106的轴向定向开口116中的一个或多个轴向定向开口可具有开口直径130。在一方面，消散距离128与开口直径130的比率可大于十。在另一方面，消散距离128与开口直径130的比率可大于十五。在又一方面，消散距离128与开口直径130的比率可大于二十。在本公开内容的另一方面，排放装置56可布置成使得靠近排放网屏86的空气流132可横跨壳体84的直径96基本均匀。
图4描绘根据本公开内容的方面的排放网屏86的外侧的在图3的视图4-4处截取的平面视图。如图4中示出的，排放网屏86限定平行于旁通空气流66的流动方向67延伸的纵向中心线轴线136以及正交于纵向中心线轴线136延伸的横向轴线138。排放网屏86中的多个出射开口98可布置成多排出射开口98。例如，如图4中示出的，多个出射开口98可布置成第一排140，第一排140可在纵向中心线轴线136的第一侧143上平行于纵向中心线轴线136延伸。中心排141可沿纵向中心线轴线136延伸。第二排142可在纵向中心线轴线的第二侧145上横向邻近于中心排141布置，且也可平行于纵向中心线轴线136延伸。第三排144可横向邻近于第二排142布置，且也可平行于纵向中心线轴线136延伸。如上文描述的，出射开口98中的每个出射开口以出射角134(图3)布置，以便提供在下游方向上(即，在与流动方向67相同的方向上)的定向(出射)空气流135。用于参考，图3中描绘的排放网屏86的截面视图可沿图4中示出的纵向中心线轴线136截取，其描绘出射开口98的出射角134。
图5是根据本公开内容的另一方面的图3中描绘的排放网屏布置的备选排放网屏布置的局部截面视图。图6是图5的备选出射网屏的外侧的平面视图。图7是在图6的细节视图181处截取的放大视图。图8是在图5的细节182处截取的放大视图。在图3的方面，出射开口98描绘为大体上圆形的孔，其从排放网屏86的内表面146通过排放网屏86延伸到排放网屏86的外表面148。共同参照图5至图8，在排放网屏86的备选方面，排放网屏86包括在排放网屏86的外表面148中的凹部150。如图5中示出的，多个出射开口98可布置成排154，排154包括凹部150，凹部150横跨排154延伸。排154的凹部150可限定用于排154的上游静叶151和用于排154的下游静叶153。因此，多个静叶152限定在排放网屏86中相应凹部150(其横跨多个出射开口98的相应排延伸)之间。
参照图6和图7，多排出射开口98可布置成包括第一排156，第一排156在纵向中心线轴线136的第一侧143上相对于纵向中心线轴线136和横向轴线138以第一角160布置，且出射开口98的第二排158可在纵向中心线轴线136的第二侧145上相对于纵向中心线轴线136和横向轴线138以第二角162布置。第一排156包括第一凹部164，第一凹部164在排放网屏86的外表面148中横跨第一排156延伸，且第二排158包括第二凹部166，第二凹部166在排放网屏86的外表面148中横跨第二排158延伸。第一凹部164和第二凹部166延伸到纵向中心线轴线136以限定它们之间在纵向中心线轴线136处的V形状顶点(apex)168。第一凹部164限定第一排156的上游侧171上的第一上游静叶170和第一排156的下游侧173上的第一下游静叶172。第二凹部166限定第二排158的上游侧175上的第二上游静叶174和第二排158的下游侧177上的第二下游静叶176。第一上游静叶170和第二上游静叶174在纵向中心线轴线136处合并以限定上游静叶顶点178，且第一下游静叶172和第二下游静叶176在纵向中心线轴线136处合并以限定下游静叶顶点180。在图7中，上游静叶顶点178和下游静叶顶点180描绘为指向排放网屏86的下游侧184。即，第一排156和第二排158限定V形状的排，其中顶点相对于流动方向67导向下游。然而，图6和图7中描绘的排中的每个可反向，使得例如第一排156和第二排158可布置成以便限定V形状的排，其中顶点指向排放网屏86的上游侧186。
如图8中示出的，排154的第一上游静叶151和第一下游静叶153中的每个以与出射开口98的出射角134相同的锐角179布置。第一排156(图7)的第一上游静叶170和第一下游静叶172以及第二排158(图7)的第二上游静叶174和第二下游静叶176也可以以与出射开口98的出射角134相同的锐角179布置。
上述布置提供排放装置作为压缩机排出空气系统的部分，其提供压缩空气到在核心发动机与机舱之间的旁通流通路中的定向流，以便减小或消除高温排放空气相对于机舱内表面的刮擦。结果，可消除在机舱上提供热屏障的需要，从而改进机舱的耐久性以及减小机舱的重量。
本公开内容的另外的方面由以下条款的主题提供。
一种用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统的排放装置，该排放装置包括：壳体，该壳体具有入口端和出口端，且限定从入口端到出口端的中心线轴线；内部流调节器，该内部流调节器布置在入口端处，该内部流调节器包括多个开口，其用于使压缩空气流通过其中导引到壳体中；以及出射网屏，该出射网屏布置在壳体的出口端处，该出射网屏包括通过其中的多个出射开口，这些出射开口相对于中心线轴线以锐角布置，以用于提供从壳体通过其中的压缩空气的定向流。
根据前述条款的排放装置，其中，锐角布置成提供至少部分地在通过涵道风扇发动机的旁通流通路的旁通空气流的流动方向上通过其中的压缩空气流。
根据任何前述条款的排放装置，其中，锐角具有从三十五度至四十五度的范围。
根据任何前述条款的排放装置，其中，在出射网屏的外表面的平面视图中，出射网屏限定在与旁通流方向相同的方向上延伸的纵向中心线轴线以及正交于该纵向中心线轴线延伸的横向轴线，多个出射开口布置成多排出射开口，包括布置在纵向中心线轴线的第一侧上的出射开口的第一排以及布置在与第一侧相反的纵向中心线轴线的第二侧上的出射开口的第二排。
根据任何前述条款的排放装置，其中，出射开口的第一排相对于纵向中心线轴线和横向轴线以第一角延伸，且出射开口的第二排相对于纵向中心线轴线和横向轴线以第二角延伸。
根据任何前述条款的排放装置，其中，出射开口的第一排包括第一凹部，该第一凹部在出射网屏的外表面中横跨出射开口的第一排延伸，且出射开口的第二排包括第二凹部，该第二凹部在出射网屏的外表面中横跨出射开口的第二排延伸。
根据任何前述条款的排放装置，其中，第一凹部和第二凹部延伸到纵向中心线轴线以限定它们之间在纵向中心线轴线处的V形状顶点。
根据任何前述条款的排放装置，其中，第一凹部限定出射开口的第一排的上游侧上的第一上游静叶和出射开口的第一排的下游侧上的第一下游静叶，且第二凹部限定出射开口的第二排的上游侧上的第二上游静叶和出射开口的第二排的下游侧上的第二下游静叶，第一上游静叶和第二上游静叶在纵向中心线轴线处合并以限定上游静叶顶点，且第一下游静叶和第二下游静叶在纵向中心线轴线处合并以限定下游静叶顶点。
根据任何前述条款的排放装置，其中，第一上游静叶、第一下游静叶、第二上游静叶和第二下游静叶中的每个以与出射开口的锐角相同的锐角布置。
根据任何前述条款的排放装置，其中，在平面视图中，上游静叶顶点和下游静叶顶点指向出射网屏的下游侧。
一种涵道风扇发动机，该涵道风扇发动机包括：核心发动机，该核心发动机包括压缩机区段且包括至少部分地包绕核心发动机的外壳；机舱，该机舱至少部分地包绕核心发动机且限定在机舱的内侧与核心发动机的外壳之间的旁通流通路；以及压缩机旁通排出系统，该压缩机旁通排出系统包括(a)排放装置，该排放装置具有(i)壳体，该壳体具有入口端和出口端且限定从入口端到出口端的中心线轴线，(ii)内部流调节器，该内部流调节器布置在入口端处，该内部流调节器包括多个开口，其用于使压缩空气流通过其中导引到壳体中，以及(iii)出射网屏，该出射网屏布置在壳体的出口端处，该出射网屏包括通过其中的多个出射开口，这些出射开口相对于中心线轴线以锐角布置，以便提供从壳体通过其中的压缩空气的定向流，以及(b)压缩机排出涵道系统，该压缩机排出涵道系统使压缩机区段联接到壳体的入口端，其中，排放装置联接到核心发动机的外壳，且出射网屏布置在通过外壳的开口中，以提供通过其中到旁通流通路中的压缩空气流。
根据前述条款的涵道风扇发动机，其中，锐角布置成提供至少部分地在通过旁通流通路的旁通空气流的流动方向上通过其中的压缩空气流。
根据任何前述条款的涵道风扇发动机，其中，锐角具有从三十五度至四十五度的范围。
根据任何前述条款的涵道风扇发动机，其中，在出射网屏的外表面的平面视图中，出射网屏限定在与旁通流方向相同的方向上延伸的纵向中心线轴线以及正交于该纵向中心线轴线延伸的横向轴线，多个出射开口布置成多排出射开口，包括布置在纵向中心线轴线的第一侧上的出射开口的第一排以及布置在与第一侧相反的纵向中心线轴线的第二侧上的出射开口的第二排。
根据任何前述条款的涵道风扇发动机，其中，出射开口的第一排相对于中心线轴线和横向轴线以第一角延伸，且出射开口的第二排相对于纵向中心线轴线和中心线轴线以第二角延伸。
根据任何前述条款的涵道风扇发动机，其中，出射开口的第一排包括第一凹部，该第一凹部在出射网屏的外表面中横跨出射开口的第一排延伸，且出射开口的第二排包括第二凹部，该第二凹部在出射网屏的外表面中横跨出射开口的第二排延伸。
根据任何前述条款的涵道风扇发动机，其中，第一凹部和第二凹部延伸到纵向中心线轴线以限定它们之间在纵向中心线轴线处的V形状顶点。
根据任何前述条款的涵道风扇发动机，其中，第一凹部限定出射开口的第一排的上游侧上的第一上游静叶和出射开口的第一排的下游侧上的第一下游静叶，且第二凹部限定出射开口的第二排的上游侧上的第二上游静叶和出射开口的第二排的下游侧上的第二下游静叶，第一上游静叶和第二上游静叶在纵向中心线轴线处合并以限定上游静叶顶点，且第一下游静叶和第二下游静叶在纵向中心线轴线处合并以限定下游静叶顶点。
根据任何前述条款的涵道风扇发动机，其中，第一上游静叶、第一下游静叶、第二上游静叶和第二下游静叶中的每个以与出射开口的锐角相同的锐角布置。
根据任何前述条款的涵道风扇发动机，其中，在平面视图中，上游静叶顶点和下游静叶顶点指向出射网屏的下游侧。
虽然上述描述针对本公开内容的一些示例性实施例，但其它变化和修改对于本领域技术人员来说将是明显的，且可在不脱离本公开内容的精神或范围的情况下进行。此外，结合本公开内容的一个实施例描述的特征可连同其它实施例使用，即使上文没有明确陈述。

Claims (10)

1.一种用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统的排放装置，所述排放装置包括：
壳体，所述壳体具有入口端和出口端，且限定从所述入口端到所述出口端的中心线轴线；
内部流调节器，所述内部流调节器布置在所述入口端处，所述内部流调节器包括多个开口，其用于使压缩空气流通过其中导引到所述壳体中；以及
出射网屏，所述出射网屏布置在所述壳体的出口端处，所述出射网屏包括通过其中的多个出射开口，所述多个出射开口相对于所述中心线轴线以锐角布置，以用于提供从所述壳体通过其中的压缩空气的定向流。
2.根据权利要求1所述的排放装置，其中，所述锐角布置成提供至少部分地在通过所述涵道风扇发动机的旁通流通路的旁通空气流的流动方向上通过其中的压缩空气流。
3.根据权利要求2所述的排放装置，其中，所述锐角具有从三十五度至四十五度的范围。
4.根据权利要求1所述的排放装置，其中，在所述出射网屏的外表面的平面视图中，所述出射网屏限定在与旁通流方向相同的方向上延伸的纵向中心线轴线以及正交于所述纵向中心线轴线延伸的横向轴线，所述多个出射开口布置成多排出射开口，包括布置在所述纵向中心线轴线的第一侧上的出射开口的第一排以及布置在与所述第一侧相反的所述纵向中心线轴线的第二侧上的出射开口的第二排。
5.根据权利要求4所述的排放装置，其中，出射开口的所述第一排相对于所述纵向中心线轴线和所述横向轴线以第一角延伸，且出射开口的所述第二排相对于所述纵向中心线轴线和所述横向轴线以第二角延伸。
6.根据权利要求5所述的排放装置，其中，出射开口的所述第一排包括第一凹部，所述第一凹部在所述出射网屏的外表面中横跨出射开口的所述第一排延伸，且出射开口的所述第二排包括第二凹部，所述第二凹部在所述出射网屏的外表面中横跨出射开口的所述第二排延伸。
7.根据权利要求6所述的排放装置，其中，所述第一凹部和所述第二凹部延伸到所述纵向中心线轴线以限定它们之间在所述纵向中心线轴线处的V形状顶点。
8.根据权利要求7所述的排放装置，其中，所述第一凹部限定出射开口的所述第一排的上游侧上的第一上游静叶和出射开口的所述第一排的下游侧上的第一下游静叶，且所述第二凹部限定出射开口的所述第二排的上游侧上的第二上游静叶和出射开口的所述第二排的下游侧上的第二下游静叶，所述第一上游静叶和所述第二上游静叶在所述纵向中心线轴线处合并以限定上游静叶顶点，且所述第一下游静叶和所述第二下游静叶在所述纵向中心线轴线处合并以限定下游静叶顶点。
9.根据权利要求8所述的排放装置，其中，所述第一上游静叶、所述第一下游静叶、所述第二上游静叶和所述第二下游静叶中的每个以与所述出射开口的锐角相同的锐角布置。
10.根据权利要求8所述的排放装置，其中，在所述平面视图中，所述上游静叶顶点和所述下游静叶顶点指向所述出射网屏的下游侧。
CN202310780610.7A 2022-06-29 2023-06-29 用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统 Pending CN117307355A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US17/809633 2022-06-29
US17/809,633 US11970969B2 (en) 2022-06-29 2022-06-29 Compressor bypass bleed system for a ducted fan engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117307355A true CN117307355A (zh) 2023-12-29

Family

ID=89245204

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310780610.7A Pending CN117307355A (zh) 2022-06-29 2023-06-29 用于涵道风扇发动机的压缩机旁通排出系统

Country Status (2)

Country Link
US (1) US11970969B2 (zh)
CN (1) CN117307355A (zh)

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4004056A (en) 1975-07-24 1977-01-18 General Motors Corporation Porous laminated sheet
NL181292C (nl) * 1976-06-08 1987-07-16 Nederlandse Gasunie Nv Inrichting voor het verbeteren van het stromingsprofiel in een gasleiding.
US4537277A (en) * 1982-12-03 1985-08-27 The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland Silencer for high velocity gas flow
GB8703101D0 (en) 1987-02-11 1987-03-18 Secr Defence Gas turbine engine combustion chambers
US4979587A (en) * 1989-08-01 1990-12-25 The Boeing Company Jet engine noise suppressor
US5491310A (en) * 1990-08-16 1996-02-13 Jen; Wang H. Acoustic board
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
US5859393A (en) * 1997-05-19 1999-01-12 Nelson Industries, Inc. Reduced cost vent silencer
DE19959596A1 (de) * 1999-12-10 2001-06-13 Rolls Royce Deutschland Abblaseventil eines Verdichters, insbesondere für ein Zweistrahl-Flugtriebwerk
US6565313B2 (en) * 2001-10-04 2003-05-20 United Technologies Corporation Bleed deflector for a gas turbine engine
WO2003046358A1 (en) * 2001-11-21 2003-06-05 Dunlop Aerospace Limited Noise attenuator arrangement
GB2396687A (en) 2002-12-23 2004-06-30 Rolls Royce Plc Helmholtz resonator for combustion chamber use
US6981842B2 (en) * 2003-07-22 2006-01-03 Honeywell International, Inc. Bleed valve system
US7387489B2 (en) * 2005-10-17 2008-06-17 Honeywell International Inc. Bleed valve outlet flow deflector
US7946104B2 (en) * 2006-05-12 2011-05-24 Rohr, Inc. Bleed air relief system for engines
GB0614360D0 (en) * 2006-07-20 2006-08-30 Rolls Royce Plc Aeroengine bleed valve
GB0616847D0 (en) * 2006-08-25 2006-10-04 Rolls Royce Plc Aeroengine bleed valve
US7797945B2 (en) * 2006-09-06 2010-09-21 Honeywell International Inc. Bleed valve outlet flow deflector
US20090126194A1 (en) * 2007-11-21 2009-05-21 Honeywell International, Inc. Noise attenuators and methods of manufacturing noise attenuators and bleed valve assemblies
GB0801301D0 (en) * 2008-01-25 2008-03-05 Rolls Royce Plc Aeroengine bleed valve
GB2467121B (en) 2009-01-21 2011-03-30 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
GB2468669C (en) * 2009-03-17 2013-11-13 Rolls Royce Plc A flow discharge device
GB201000378D0 (en) 2010-01-12 2010-02-24 Rolls Royce Plc Flow discharge device
US8430202B1 (en) * 2011-12-28 2013-04-30 General Electric Company Compact high-pressure exhaust muffling devices
US8550208B1 (en) * 2012-04-23 2013-10-08 General Electric Company High pressure muffling devices
WO2015084963A1 (en) 2013-12-06 2015-06-11 United Technologies Corporation Cooling a quench aperture body of a combustor wall
US9410702B2 (en) 2014-02-10 2016-08-09 Honeywell International Inc. Gas turbine engine combustors with effusion and impingement cooling and methods for manufacturing the same using additive manufacturing techniques
GB201518901D0 (en) * 2015-10-26 2015-12-09 Rolls Royce Plc Bleed valve arrangement
US10113484B2 (en) * 2015-12-21 2018-10-30 General Electric Company High pressure exhaust muffling device with multiple sources

Also Published As

Publication number Publication date
US20240003292A1 (en) 2024-01-04
US11970969B2 (en) 2024-04-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108204250B (zh) 用于涡轮发动机的流体喷嘴组件
US10801726B2 (en) Combustor mixer purge cooling structure
EP1900924B1 (en) Bleed valve outlet flow deflector
CA2870604C (en) High pressure muffling devices
US20100236256A1 (en) Flow discharge device
US9097140B2 (en) Cavity ventilation
EP2060489A2 (en) Nacelle flow assembly
EP1775477A2 (en) Bleed valve outlet flow deflector
EP2518278A1 (en) Turbine casing cooling channel with cooling fluid flowing upstream
EP1788310A2 (en) System for Coupling Flow from a Centrifugal Compressor to an Axial Combustor for Gas Turbines
US20070183890A1 (en) Leaned deswirl vanes behind a centrifugal compressor in a gas turbine engine
CN106870161B (zh) 涡轮风扇发动机和放出系统
US10495309B2 (en) Surface contouring of a flowpath wall of a gas turbine engine
JP6450529B2 (ja) ディフューザ・ストラット・フェアリング
EP2963246A1 (en) Turbine case cooling system
EP3485147B1 (en) Impingement cooling of a blade platform
KR20100080427A (ko) 터빈 엔진용 인듀서와 관련된 방법, 시스템 및/또는 장치
US5038560A (en) Fluid outlet duct
US8511095B2 (en) Flow discharge device
JP2017090038A (ja) ガスタービンエンジン用の点火装置
US11970969B2 (en) Compressor bypass bleed system for a ducted fan engine
US20140033733A1 (en) Flow discharge device
CN110344943B (zh) 用于涡轮机械构件的冷却结构

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