DE102009055880A1 - Aircraft gas turbine, has closure element arranged in air discharging channel and made of material e.g. copper, which deforms during exceeding of predetermined temperature, so that closure element sets external function - Google Patents

Aircraft gas turbine, has closure element arranged in air discharging channel and made of material e.g. copper, which deforms during exceeding of predetermined temperature, so that closure element sets external function Download PDF

Info

Publication number
DE102009055880A1
DE102009055880A1 DE200910055880 DE102009055880A DE102009055880A1 DE 102009055880 A1 DE102009055880 A1 DE 102009055880A1 DE 200910055880 DE200910055880 DE 200910055880 DE 102009055880 A DE102009055880 A DE 102009055880A DE 102009055880 A1 DE102009055880 A1 DE 102009055880A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
closure element
gas turbine
aircraft gas
air
predetermined temperature
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.)
Withdrawn
Application number
DE200910055880
Other languages
German (de)
Inventor
Sascha Dipl.-Ing. Burghardt
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.)
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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 Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG filed Critical Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority to DE200910055880 priority Critical patent/DE102009055880A1/en
Publication of DE102009055880A1 publication Critical patent/DE102009055880A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in 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
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2280/00—Materials; Properties thereof
    • F05B2280/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05B2280/5006—Shape memory

Abstract

The turbine has a bearing arrangement (1) formed with a bearing chamber (3) filled with oil. An air supply channel (4) and an air discharging channel (5) enable supply and discharge of air for washing the bearing chamber. A closure element (6) is arranged in the air discharging channel, and closes the air discharging channel. The closure element is made of a material e.g. copper, which deforms during exceeding of predetermined temperature, so that the closure element sets external function, where the predetermined temperature is greater than 950 degree centigrade.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Fluggasturbine gemäß den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.The invention relates to an aircraft gas turbine according to the features of the preamble of claim 1.

Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf eine Fluggasturbine mit einer flammengesicherten Lageranordnung, bei welcher im Falle eines Ölaustritts aus einer Lagerkammer eine Flammenausbreitung verhindert wird.In detail, the invention relates to an aircraft gas turbine with a flame-proof bearing arrangement in which, in the case of oil leakage from a storage chamber flame propagation is prevented.

Aus dem Stand der Technik ist es bekannt, bei Flugzeugtriebwerken Lageranordnungen, beispielsweise für die Turbinenwelle, zu verwenden, welche mittels Öl geschmiert werden. Um einen Austritt des Öls zu verhindern, sind geeignete Dichtungen vorgesehen. Um die Funktionsfähigkeit dieser Dichtungen zusätzlich abzusichern, wird die Lagerkammer beim Betrieb der Fluggasturbine ständig von einem Luftstrom umspült. Dies erfolgt, um bei einem unerwarteten Austritt von Schmieröl aus der Lagerkammer, insbesondere im Turbinenbereich, eine Entzündung des Öl-Luft-Gemisches zu vermeiden und einen sicheren Abtransport des Öl-Luft-Gemisches sicherzustellen. Durch eine Entzündung des Öl-Luft-Gemisches könnte im Extremfall eine Überhitzung und in der Folge eine Zerstörung von Turbinenrotoren auftreten.It is known from the prior art to use in aircraft engines bearing arrangements, for example for the turbine shaft, which are lubricated by means of oil. To prevent leakage of the oil, suitable seals are provided. In order to further ensure the functionality of these seals, the storage chamber is constantly lapped by an air stream during operation of the aircraft gas turbine. This is done in order to avoid an ignition of the oil-air mixture at an unexpected leakage of lubricating oil from the storage chamber, especially in the turbine area, and to ensure safe removal of the oil-air mixture. Inflammation of the oil-air mixture could, in extreme cases, lead to overheating and, as a consequence, destruction of turbine rotors.

Die aus dem Stand der Technik bekannte Vorgehensweise erweist sich als nachteilig, weil der für die Umspülung benötigte Luftstrom während des Normalbetriebs der Fluggasturbine kaum Arbeit verrichtet und somit als Sekundärverlust die Effizienz des gesamten Systems vermindert. Dies führt in der Folge zu einer Erhöhung des Kraftstoffverbrauchs.The procedure known from the prior art proves to be disadvantageous because the air flow required for the flushing performs hardly any work during normal operation of the aircraft gas turbine and thus reduces the efficiency of the entire system as a secondary loss. This leads to an increase in fuel consumption as a result.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Fluggasturbine der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und sicherer Funktionsweise den Sekundärluftverbrauch minimiert.The invention has for its object to provide an aircraft gas turbine of the type mentioned, which minimizes the secondary air consumption with a simple design and safe operation.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the object is achieved by the combination of features of claim 1, the dependent claims show further advantageous embodiments of the invention.

Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass zumindest in einem Luftableitkanal ein Verschlusselement angeordnet ist, welches den Luftableitkanal während des normalen Betriebs verschließt. Erfindungsgemäß ist das Verschlusselement so ausgebildet und insbesondere aus einem derartigen Material gefertigt, dass bei einem Austritt von Öl aus der Lagerkammer die sich durch die Entzündung des Öl-Luft-Gemisches ergebende Flamme das Verschlusselement verformt, so dass sich dieses öffnet und den Luftableitkanal freigibt. Durch die Öffnung des Verschlusselementes kann somit der Luftstrom ungehindert die Lagerkammer umspülen und das Luft-Öl-Gemisch durch den zumindest einen Luftableitkanal ableiten. Hierdurch erlischt die Flamme automatisch, da das zum Brennen des Öl-Luft-Gemisches erforderliche Öl-Luft-Verhältnis nicht mehr vorliegt. Der Luftstrom kann somit, wie aus dem Stand der Technik bekannt, ungehindert zirkulieren. Im Rahmen einer Wartung kann erfindungsgemäß dann ein neues Verschlusselement eingesetzt werden, so dass sich der Ausgangszustand wieder herstellen lässt.According to the invention it is thus provided that at least in a Luftableitkanal a closure element is arranged, which closes the Luftableitkanal during normal operation. According to the invention, the closure element is designed and in particular made of such a material that, when oil escapes from the storage chamber, the flame resulting from the ignition of the oil-air mixture deforms the closure element so that it opens and releases the air discharge channel. Through the opening of the closure element, the air flow can thus unhindered flow around the storage chamber and derive the air-oil mixture through the at least one Luftableitkanal. As a result, the flame extinguishes automatically because the required for burning the oil-air mixture oil-air ratio is no longer present. The air flow can thus, as known from the prior art, circulate unhindered. As part of a maintenance, a new closure element can then be used according to the invention, so that the initial state can be restored.

Erfindungsgemäß ist somit eine erhebliche Verbrauchseinsparung geschaffen worden, da der die Lagerkammer umspülende Luftstrom nur dann zirkuliert, wenn ein Fehler (Austritt von Schmieröl) aus der Lagerkammer aufgetreten ist. Nur in diesem Falle erfolgt die Luftumspülung der Lagerkammer. Ohne einen derartigen Fehlerfall ist somit die Luftzirkulation nicht eingeschaltet.According to the invention, a considerable saving in consumption has thus been created, since the air flow circulating around the bearing chamber only circulates when an error (leakage of lubricating oil) has occurred from the storage chamber. Only in this case, the air circulation of the storage chamber takes place. Without such a fault, thus the air circulation is not turned on.

Erfindungsgemäß ist es somit vorgesehen, dass sich das Verschlusselement bei Überschreiten einer vorgegebenen Temperatur, welche durch die Flammtemperatur des entzündeten Öl-Luft-Gemisches vorgegeben ist, verformt. Besonders günstig ist es dabei, wenn das Verschlusselement schmilzt.According to the invention, it is thus provided that the closure element deforms when a predetermined temperature, which is predetermined by the flame temperature of the ignited oil-air mixture, is exceeded. It is particularly favorable when the closure element melts.

In einer besonders günstigen Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Verschlusselement napfförmig ausgebildet ist und in einer Ausnehmung eines Lagergehäuses oder Ähnlichem eingesetzt ist, wobei das Verschlusselement einen Randbereich aufweist, welcher gegen einen Rand der Ausnehmung anliegt. Bei Überschreiten der Temperatur (Entzündung des Öl-Luft-Gemisches) schmilzt oder verformt sich bevorzugt dieser Randbereich, so dass das Verschlusselement durch die Ausnehmung hindurchgleitet. Diese Öffnungsbewegung des Verschlusselements wird zum einen durch die auftretenden Fliehkräfte, zum anderen durch den anstehenden Luftdruck der durch die Luftzuführkanäle zugeführten Luft unterstützt.In a particularly advantageous embodiment of the invention it is provided that the closure element is cup-shaped and is inserted in a recess of a bearing housing or the like, wherein the closure element has an edge region which rests against an edge of the recess. When the temperature is exceeded (ignition of the oil-air mixture), this edge region melts or deforms, so that the closure element slides through the recess. This opening movement of the closure element is supported on the one hand by the centrifugal forces that occur, on the other hand by the upcoming air pressure of the air supplied through the air supply ducts.

Die Materialauswahl des Verschlusselements ist erfindungsgemäß somit wesentlich für die Funktionsweise der Erfindung. Dabei wird das Material so gewählt, dass während des Normalbetriebes und nach einem Abschalten der Fluggasturbine (des Triebwerks) keinerlei Abschmelzen oder Verformen des Verschlusselements stattfindet. Eine derartige Maximaltemperatur, bei welcher kein Öffnen des Verschlusselements durch Schmelzen oder Verformen auftreten soll, liegt beispielsweise bei 920°C.The material selection of the closure element according to the invention is thus essential to the operation of the invention. In this case, the material is selected so that during normal operation and after switching off the aircraft gas turbine (the engine) takes place no melting or deformation of the closure element. Such a maximum temperature at which no opening of the closure element by melting or deformation is to occur, for example, at 920 ° C.

Bevorzugterweise ist das Verschlusselement erfindungsgemäß aus Kupfer oder einer Kupferlegierung gefertigt und weist dabei beispielsweise eine Schmelztemperatur von 1085°C auf.Preferably, the closure element according to the invention is made of copper or a copper alloy and has, for example, a melting temperature of 1085 ° C.

Durch die Erfindung wird somit der Sekundärluftstrom und damit die für einen derartigen Sekundärluftstrom erforderliche Leistung verringert, wodurch der Wirkungsgrad der Fluggasturbine steigt und sich in der Folge der Kraftstoffverbrauch verringert.The invention thus reduces the secondary air flow and thus the power required for such a secondary air flow, thereby increasing the efficiency of the aircraft gas turbine and reducing fuel consumption as a result.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:In the following the invention will be described by means of an embodiment in conjunction with the drawing. Showing:

1 eine schematische Teil-Schnittansicht eines Lagerbereichs einer Fluggasturbine, 1 a schematic partial sectional view of a storage area of an aircraft gas turbine,

2 eine vergrößerte Detailansicht der Darstellung von 1 im Normalzustand, 2 an enlarged detail view of the representation of 1 in the normal state,

3 eine Darstellung, analog 2, im geöffneten Zustand des Verschlusselements, und 3 a representation, analog 2 , in the open state of the closure element, and

4 eine vergrößerte Detailansicht der Anordnung des erfindungsgemäßen Verschlusselements. 4 an enlarged detail view of the arrangement of the closure element according to the invention.

Die 1 zeigt eine schematische Axial-Teilansicht eines Teilbereichs einer Fluggasturbine und dabei insbesondere eine Lageranordnung 1, welche gemäß dem Stand der Technik aufgebaut ist. Das Bezugszeichen 9 zeigt eine Maschinenachse, um welche die gesamte Anordnung drehbar ist. Mit dem Bezugszeichen 4 ist zumindest ein Luftzuführkanal dargestellt, durch welchen kalte Luft (siehe die Strömungspfeile) einer Lagerkammer 3 zugeführt wird. Die Lagerkammer 3 wird von der Luft umströmt, die Luft wird anschließend durch zumindest einen Luftableitkanal 5 abgeleitet. Eine derartige ungehinderte Luftströmung entspricht dem Stand der Technik.The 1 shows a schematic partial axial view of a portion of an aircraft gas turbine, and in particular a bearing assembly 1 , which is constructed according to the prior art. The reference number 9 shows a machine axis about which the entire assembly is rotatable. With the reference number 4 at least one air supply duct is shown, through which cold air (see the flow arrows) of a storage chamber 3 is supplied. The storage chamber 3 The air is then circulated around the air, the air is then through at least one Luftableitkanal 5 derived. Such an unobstructed air flow corresponds to the prior art.

Erfindungsgemäß ist, wie insbesondere aus 2 ersichtlich, ein napfförmiges Verschlusselement 6 in einer Wandung eingesetzt und verschließt die Luftströmung durch den Luftableitkanal 5, so wie dies für den Normalbetrieb der Fluggasturbine in 2 dargestellt ist. Mit dem Bezugszeichen 10 ist der anstehende Luftdruck der zugeführten, jedoch nicht zirkulierenden Sekundärluft dargestellt.According to the invention, as in particular 2 can be seen, a cup-shaped closure element 6 inserted in a wall and closes the air flow through the Luftableitkanal 5 as well as for normal operation of the aircraft gas turbine in 2 is shown. With the reference number 10 is the upcoming air pressure of the supplied, but not circulating secondary air shown.

Die 4 zeigt eine Detailansicht des in 2 markierten Bereichs. Hierbei ist ersichtlich, dass das Verschlusselement 6 in Form eines Napfes 7 mit einem Randbereich 8 ausgebildet ist, wobei das Verschlusselement 6 in einer Ausnehmung einer Wandung 11 eingesetzt ist. Das Verschlusselement 6 wird somit durch den anstehenden Luftdruck 10 sowie Fliehkräfte in seiner Position gehalten.The 4 shows a detail view of in 2 marked area. It can be seen that the closure element 6 in the form of a cup 7 with a border area 8th is formed, wherein the closure element 6 in a recess of a wall 11 is used. The closure element 6 is thus due to the upcoming air pressure 10 and centrifugal forces held in position.

Die 4 zeigt in schematischer Darstellung auch eine Labyrinthdichtung 12, welche aus dem Stand der Technik per se bekannt ist (siehe auch die Darstellungen der 2 und 3).The 4 also shows a schematic representation of a labyrinth seal 12 which is known per se from the prior art (see also the illustrations of 2 and 3 ).

Bei einem Durchtritt von Öl 2 aus der Lagerkammer 3 durch die Labyrinthdichtungen 12 (siehe 3) kann sich stromab des Verschlusselements 6 durch eine derartige Ölleckage bei Entzündung des Öl-Luft-Gemisches ein Ölfeuer 14 bilden. Dieses erhitzt dabei das Verschlusselement 6, welches sich verformt oder abschmilzt, so dass die Sekundärluft frei zirkulieren kann und somit der anstehende Luftdruck 10 durch die Ausnehmung, welche nunmehr von dem Verschlusselement 6 freigegeben wurde, durchtreten kann. Die sich dabei bildende Ausblasströmung 15 führt zu einem Erlöschen des Feuers und leitet das Öl-Gas-Gemisch aus dem Lagerbereich aus.With a passage of oil 2 from the storage room 3 through the labyrinth seals 12 (please refer 3 ) may be downstream of the closure element 6 by such oil leakage in inflammation of the oil-air mixture an oil fire 14 form. This heats the closure element 6 , which deforms or melts, so that the secondary air can circulate freely and thus the upcoming air pressure 10 through the recess, which now from the closure element 6 has been released, can pass. The resulting blow-out flow 15 causes the fire to extinguish and diverts the oil-gas mixture from the storage area.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
Lageranordnungbearing arrangement
22
Öloil
33
Lagerkammerstorage chamber
44
Luftzuführkanalair supply duct
55
Luftableitkanalexhaust path
66
Verschlusselementclosure element
77
Napfbowl
88th
Randbereichborder area
99
Maschinenachsemachine axis
1010
Luftdruckair pressure
1111
Wandungwall
1212
Labyrinthdichtunglabyrinth seal
1313
Ölleckageoil leak
1414
Ölfeueroil fire
1515
AusblasströmungAusblasströmung

Claims (8)

Fluggasturbine mit zumindest einer Lageranordnung (1) mit einer mit Öl (2) gefüllten Lagerkammer (3) sowie mit Luftzuführkanälen (4) und Luftableitkanälen (5), mittels derer Luft zur Umspülung der Lagerkammern (3) zuführbar und ableitbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass in zumindest einem Luftableitkanal (5) ein Verschlusselement (6) angeordnet ist, welches den Luftableitkanal (5) verschließt, wobei das Verschlusselement (6) aus einem Material gefertigt ist, welches sich bei Überschreiten einer vorgegebenen Temperatur verformt und somit das Verschlusselement (6) außer Funktion setzt.Aircraft gas turbine with at least one bearing arrangement ( 1 ) with one with oil ( 2 ) filled storage chamber ( 3 ) and with air supply channels ( 4 ) and air discharge ducts ( 5 ), by means of which air for flushing the storage chambers ( 3 ) is deliverable and derivable, characterized in that in at least one Luftableitkanal ( 5 ) a closure element ( 6 ) is arranged, which the Luftableitkanal ( 5 ), wherein the closure element ( 6 ) is made of a material which deforms when a predetermined temperature is exceeded, and thus the closure element ( 6 ) is disabled. Fluggasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Verschlusselement (6) bei Überschreiten der vorgegebenen Temperatur schmilzt.An aircraft gas turbine according to claim 1, characterized in that the closure element ( 6 ) melts when exceeding the predetermined temperature. Fluggasturbine nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Verschlusselement (6) napfförmig (7) mit einem in eine Ausnehmung einsetzbaren Randbereich (8) ausgebildet ist, wobei zumindest der Randbereich (8) sich bei Überschreiten der vorgegebenen Temperatur verformt.Aircraft gas turbine according to claim 1 or 2, characterized in that the closure element ( 6 ) cup-shaped ( 7 ) with an insertable into a recess edge region ( 8th ) is formed, wherein at least the edge region ( 8th ) deforms when exceeding the predetermined temperature. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die vorgegebene Temperatur > 950°C ist. Aircraft gas turbine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the predetermined temperature is> 950 ° C. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Verschlusselement (6) aus Kupfer gefertigt ist.Aircraft gas turbine according to one of claims 1 to 4, characterized in that the closure element ( 6 ) is made of copper. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Verschlusselement (6) aus einer Kupferlegierung gefertigt ist.Aircraft gas turbine according to one of claims 1 to 4, characterized in that the closure element ( 6 ) is made of a copper alloy. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Verschlusselement (6) durch Luftdruck der Luft (10) in Verschlussposition gehalten wird.Aircraft gas turbine according to one of claims 1 to 6, characterized in that the closure element ( 6 ) by air pressure of the air ( 10 ) is held in closed position. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Verschlusselement (6) durch Fliehkräfte während des Laufs der Fluggasturbine in Verschlussposition gehalten wird.Aircraft gas turbine according to one of claims 1 to 7, characterized in that the closure element ( 6 ) is kept in the closed position by centrifugal forces during the run of the aircraft gas turbine.
DE200910055880 2009-11-26 2009-11-26 Aircraft gas turbine, has closure element arranged in air discharging channel and made of material e.g. copper, which deforms during exceeding of predetermined temperature, so that closure element sets external function Withdrawn DE102009055880A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE200910055880 DE102009055880A1 (en) 2009-11-26 2009-11-26 Aircraft gas turbine, has closure element arranged in air discharging channel and made of material e.g. copper, which deforms during exceeding of predetermined temperature, so that closure element sets external function

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE200910055880 DE102009055880A1 (en) 2009-11-26 2009-11-26 Aircraft gas turbine, has closure element arranged in air discharging channel and made of material e.g. copper, which deforms during exceeding of predetermined temperature, so that closure element sets external function

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE102009055880A1 true DE102009055880A1 (en) 2011-06-01

Family

ID=43927109

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE200910055880 Withdrawn DE102009055880A1 (en) 2009-11-26 2009-11-26 Aircraft gas turbine, has closure element arranged in air discharging channel and made of material e.g. copper, which deforms during exceeding of predetermined temperature, so that closure element sets external function

Country Status (1)

Country Link
DE (1) DE102009055880A1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3005099A1 (en) * 2013-04-30 2014-10-31 Snecma TURBOMACHINE STRUCTURE COMPRISING A VENTILATION RING
DE102015117773A1 (en) * 2015-10-19 2017-04-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Jet engine with several chambers and a bearing chamber carrier
FR3125084A1 (en) * 2021-07-09 2023-01-13 Safran Helicopter Engines ANTI-OBSTRUCTION HOOD FOR A TURBOMACHINE FIRE PROTECTION SYSTEM AND CORRESPONDING FIRE PROTECTION SYSTEM

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19956919A1 (en) * 1999-11-26 2001-05-31 Rolls Royce Deutschland Gas turbine engine with a storage chamber
US6735956B2 (en) * 2001-10-26 2004-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine blade cooling scoop
DE60110258T2 (en) * 2000-12-18 2006-03-09 Pratt & Whitney Canada Corp. FURTHER COOLING OF PRESSURE FLOW IN COOLED ROTOR WINGS
DE102006058490A1 (en) * 2006-12-12 2008-06-19 Mtu Aero Engines Gmbh Fire detection sensor, for a gas turbine bearing chamber, is of a shape memory alloy

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19956919A1 (en) * 1999-11-26 2001-05-31 Rolls Royce Deutschland Gas turbine engine with a storage chamber
DE60110258T2 (en) * 2000-12-18 2006-03-09 Pratt & Whitney Canada Corp. FURTHER COOLING OF PRESSURE FLOW IN COOLED ROTOR WINGS
US6735956B2 (en) * 2001-10-26 2004-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. High pressure turbine blade cooling scoop
DE102006058490A1 (en) * 2006-12-12 2008-06-19 Mtu Aero Engines Gmbh Fire detection sensor, for a gas turbine bearing chamber, is of a shape memory alloy

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3005099A1 (en) * 2013-04-30 2014-10-31 Snecma TURBOMACHINE STRUCTURE COMPRISING A VENTILATION RING
DE102015117773A1 (en) * 2015-10-19 2017-04-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Jet engine with several chambers and a bearing chamber carrier
US10458276B2 (en) 2015-10-19 2019-10-29 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Jet engine with multiple chambers and a bearing chamber support
FR3125084A1 (en) * 2021-07-09 2023-01-13 Safran Helicopter Engines ANTI-OBSTRUCTION HOOD FOR A TURBOMACHINE FIRE PROTECTION SYSTEM AND CORRESPONDING FIRE PROTECTION SYSTEM

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1611315B1 (en) Turbomachine
EP1103706B1 (en) Bearing chamber for a gas turbine engine
EP3159490B1 (en) Jet engine having several compartments and a bearing housing carrier
DE102010061592A1 (en) Temperature activated valves for gas turbines
DE10233113A1 (en) turbomachinery
DE102009021384A1 (en) Flow device with cavity cooling
EP1452688A1 (en) Steam turbine rotor, method and use of actively cooling such a rotor
EP2596213B1 (en) Steam turbine with an internal cooling
EP1724526A1 (en) Shell for a Combustion Chamber, Gas Turbine and Method for Powering up and down a Gas Turbine.
DE102009055880A1 (en) Aircraft gas turbine, has closure element arranged in air discharging channel and made of material e.g. copper, which deforms during exceeding of predetermined temperature, so that closure element sets external function
CH712614B1 (en) Turbo machine.
CH709119A2 (en) Turbine component with adaptive cooling path.
WO2003038242A1 (en) Turbine unit
WO2013144217A1 (en) Steam turbine system and method for starting up a steam turbine
EP1716316A1 (en) Gas turbine with a compressor housing which is protected against cooling down and method for operating a gas turbine
WO2012041757A1 (en) Centering attachment of a compressor housing cover
DE1813751B2 (en)
EP2554789A1 (en) Steamturbine comprising a dummy piston
EP1422479B1 (en) Chamber for the combustion of a fluid combustible mixture
DE102018132544A1 (en) Gas turbine engine and aircraft with a gas turbine engine
EP3649427B1 (en) Device for generating flash and/or bang effects
EP2993306B1 (en) Aircraft engine having air directing device
DE10347588B4 (en) Constant volume gas turbine
DE102017108907A1 (en) Multi-way valve
EP3172407B1 (en) Gas turbine with the cooling of the last turbine stage

Legal Events

Date Code Title Description
OM8 Search report available as to paragraph 43 lit. 1 sentence 1 patent law
R081 Change of applicant/patentee

Owner name: ROLLS-ROYCE DEUTSCHLAND LTD & CO KG, DE

Free format text: FORMER OWNER: ROLLS-ROYCE DEUTSCHLAND LTD & CO KG, 15827 BLANKENFELDE, DE

Effective date: 20130402

R012 Request for examination validly filed
R016 Response to examination communication
R119 Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee