DE102012208263A1 - Compressor device for turbomachine of jet engine, has secondary compressor that is designed such that air withdrawn after last compressor stage is supplied to secondary compressor, which is driven by gearbox of auxiliary device carrier - Google Patents

Compressor device for turbomachine of jet engine, has secondary compressor that is designed such that air withdrawn after last compressor stage is supplied to secondary compressor, which is driven by gearbox of auxiliary device carrier Download PDF

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Abstract

The compressor device has an axial compressor with multiple compressor stages, each comprising a rotor stage and a stator stage, and an auxiliary device carrier (110) with a gearbox coupled with a drive shaft of a turbomachine. A secondary compressor (120) is driven by the gearbox of the auxiliary device carrier. The secondary compressor is designed such that the air withdrawn at or after the last compressor stage is supplied to the secondary compressor. The supplied air in the secondary compressor is further compressed and the further compressed air is supplied back to the turbomachine.

Description

Die Erfindung betrifft eine Verdichtervorrichtung für eine Turbomaschine gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Derartige Verdichtervorrichtungen werden beispielsweise in Strahltriebwerken eingesetzt.The invention relates to a compressor device for a turbomachine according to the preamble of claim 1. Such compressor devices are used for example in jet engines.

Axialverdichter bestehen üblicherweise aus einer Mehrzahl von Verdichterstufen, die jeweils eine Rotorstufe und eine Statorstufe umfassen, die unmittelbar hintereinander geschaltet sind. An der Rotorstufe sind eine Vielzahl von aerodynamisch geformten Körpern angeordnet, die als Laufschaufeln bezeichnet werden. Ebenso sind an der Statorstufe eine Vielzahl aerodynamisch geformter Körper angeordnet, die als Leitschaufel bezeichnet werden. Die Laufschaufeln und die Leitschaufeln befinden sich alternierend in einem Strömungskanal des Verdichters.Axial compressors usually consist of a plurality of compressor stages, each comprising a rotor stage and a stator stage, which are connected directly one behind the other. At the rotor stage a plurality of aerodynamically shaped bodies are arranged, which are referred to as blades. Likewise, at the stator stage a plurality of aerodynamically shaped bodies are arranged, which are referred to as a guide vane. The blades and the vanes are alternately in a flow channel of the compressor.

Innerhalb eines Verdichters nimmt die Temperatur der Verdichterluft von Verdichterstufe zu Verdichterstufe zu. Dies führt dazu, dass insbesondere der Rotorkörper der in Strömungsrichtung letzten Verdichterstufe sehr heißen Verdichtungsgasen ausgesetzt ist, die zu einer Schädigung des Rotorkörpers führen können. So kann insbesondere die bei einer thermisch hochbelasteten Rotorstufe auftretende Kombination einer hohen Temperatur mit dem Wirken der Zentrifugalkraft auf das Material des Rotorkörpers zu einer Schädigung bzw. einem Verschleiß des Rotorkörpers führen.Within a compressor, the temperature of the compressor air from compressor stage to compressor stage increases. As a result, in particular, the rotor body is exposed to the very hot compression gases in the direction of flow last compressor stage, which can lead to damage to the rotor body. In particular, the combination of a high temperature occurring in the case of a thermally highly loaded rotor stage and the action of the centrifugal force on the material of the rotor body can lead to damage or wear of the rotor body.

Dieses Problem wird dadurch zugespitzt, dass es üblich ist, hinter der letzten Rotorstufe Verdichterluft in einen sich stromabwärts erstreckenden Kühlkanal strömen zu lassen, der der Versorgung stromabwärts liegender Triebwerkskomponenten wie beispielsweise Turbinenkomponenten dient. Ein Teil der Verdichterluft wird dabei in einen solchen Kühlkanal abgezweigt, bevor sie die letzte Statorstufe passiert. Die hinter der letzten Rotorstufe abgezweigte Verdichterluft hoher Temperatur kommt unmittelbar großflächig mit dem Rotorkörper bzw. diesen bildenden Bauteilen in Kontakt.This problem is exacerbated by the practice of having compressor air flow downstream of the last rotor stage into a downstream extending cooling gallery which serves to supply downstream engine components, such as turbine components. A portion of the compressor air is diverted into such a cooling channel before it passes the last stage of the stator. The high-temperature compressor air branched off behind the last rotor stage comes into direct contact with the rotor body or components forming it over a large area.

Die genannten Probleme gewinnen zunehmend an Bedeutung, da tendenziell immer höhere Verdichtungstemperaturen in Axialverdichtern bereitgestellt werden. Der Schutz der Bauteile gegen Heißgas stellt daher ein ernstes Anliegen bei der Weiterentwicklung bekannter Axialverdichter dar. Speziell für die hinterste Stufe eines Hochdruckverdichterrotors eines Strahltriebwerks wird die thermische Materialbelastung zum Problem, da dort besonders hohe Temperaturen vorliegen.The problems mentioned are becoming increasingly important, since increasingly higher compression temperatures are provided in axial compressors. The protection of the components against hot gas is therefore a serious concern in the further development of known axial compressor. Especially for the farthest stage of a high-pressure compressor rotor of a jet engine, the thermal load on the material becomes a problem because there are particularly high temperatures.

Es besteht somit ein Bedarf nach technischen Lösungen, die die letzte Verdichterstufe eines Axialverdichters und/oder dahinter angeordnete Komponenten vor heißer Verdichterluft schützen.There is thus a need for technical solutions that protect the last compressor stage of an axial compressor and / or components arranged behind it from hot compressor air.

Die Lehre des Anspruchs 1 sieht hierzu vor, Kühlluft zur Kühlung der letzten Verdichterstufe des Axialverdichters und/oder dahinter angeordnete Komponenten einzusetzen, wobei die Kühlluft durch einen sekundären Verdichter bereitgestellt wird, der von dem Getriebe eines Hilfsgeräteträgers angetrieben wird. Dabei ist der sekundäre Verdichter derart angeordnet und ausgebildet, dass dem sekundären Verdichter an oder hinter der letzten Verdichterstufe entnommene Luft zugeführt, die zugeführte Luft im sekundären Verdichter weiter verdichtet und die weiter verdichtete Luft der Turbomaschine wieder zugeführt wird.The teaching of claim 1 provides for this purpose to use cooling air for cooling the last compressor stage of the axial compressor and / or arranged behind components, wherein the cooling air is provided by a secondary compressor which is driven by the transmission of an auxiliary equipment carrier. In this case, the secondary compressor is arranged and designed such that the secondary compressor at or after the last compressor stage supplied air, the compressed air in the secondary compressor further compressed and the further compressed air of the turbomachine is fed back.

Die erfindungsgemäße Lösung beruht auf dem Gedanken, zur Kühlung zu verwendende Luft eines Axialverdichters mit einem höheren Kühlluftdruck zu versehen, um die Kühleffizienz zu erhöhen. Dies erfolgt unter Verwendung eines zusätzlichen, sekundären Verdichters, der durch das Getriebe des Hilfsgeräteträgers der Turbomaschine angetrieben wird. Dieser sekundäre Verdichter ist ausschließlich für die Versorgung der Turbomaschine mit Kühlluft mit hohem Kühlluftdruck konstruiert. Er kann daher als hochwertiges, aber kleines Teil ausgebildet sein, das aufgrund seiner Kopplung mit dem Hilfsgeräteträger leicht auswechselbar ist.The solution according to the invention is based on the idea of providing air for use with an axial compressor with a higher cooling air pressure in order to increase the cooling efficiency. This is done using an additional, secondary compressor which is driven by the transmission of the auxiliary equipment carrier of the turbomachine. This secondary compressor is designed exclusively to supply the turbomachinery with cooling air at high cooling air pressure. It can therefore be designed as a high-quality, but small part, which is easily replaceable due to its coupling with the auxiliary equipment carrier.

Durch Entnahme der dem sekundären Verdichter zuzuführenden Luft an oder hinter der letzten Verdichterstufe wird die Kühlluft bereits initial mit hohem Druck bereitgestellt, wobei dieser hohe Druck im sekundären Verdichter eine weitere Erhöhung erfährt. Auch kann, da die Luft am oder unmittelbar hinter der letzten Verdichterstufe durch den sekundären Verdichter abgesaugt wird, wo bereits ein hoher Verdichtungsgrad vorliegt, der sekundäre Verdichter vergleichsweise klein und kostengünstig ausgebildet sein.By removing the air to be supplied to the secondary compressor at or after the last compressor stage, the cooling air is already initially provided at high pressure, this high pressure in the secondary compressor experiencing a further increase. Also, since the air is exhausted at or immediately after the last compressor stage by the secondary compressor, where there is already a high degree of compression, the secondary compressor can be made comparatively small and inexpensive.

Der Hilfsgeräteträger dient in an sich bekannter Weise dem Antrieb einer Mehrzahl von Hilfsgeräten (”accessory units”) wie Brennstoffpumpen, Ölpumpen, Ölabscheidern, Hydraulikpumpen und Stromerzeugungsgeneratoren. Diese Hilfsgeräte werden über das externe Getriebe (”external gearbox”) des Hilfsgeräteträgers angetrieben. Erfindungsgemäß ist mit dem externen Getriebe des Hilfsgeräteträgers des Weiteren der erfindungsgemäße sekundäre Verdichter gekoppelt. Das Getriebe des Hilfsgeräteträgers ist beispielsweise in an sich bekannter Weise über eine oder mehrere radial verlaufende Wellen mit einer Antriebswelle der Turbomaschine, beispielsweise der äußeren Verdichterwelle eines Mehrwellenverdichters verbunden.The auxiliary equipment carrier is used in a conventional manner to drive a plurality of auxiliary units ("accessory units") such as fuel pumps, oil pumps, oil separators, hydraulic pumps and power generation generators. These auxiliary devices are driven by the external gearbox of the accessory carrier. According to the invention, the secondary compressor according to the invention is further coupled to the external transmission of the auxiliary equipment carrier. The transmission of the auxiliary equipment carrier is connected, for example in a conventional manner via one or more radially extending shafts with a drive shaft of the turbomachine, for example, the outer compressor shaft of a multi-shaft compressor.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel ist vorgesehen, dass dem sekundären Verdichter eine Kühlvorrichtung zugeordnet ist, so dass die wieder zugeführte, weiter verdichtete Luft zusätzlich gekühlt ist. Die zum einen gekühlte und zum anderen weiter verdichtete Luft ermöglicht in besonders effizienter Weise eine Kühlung der zu kühlenden Komponenten. Die Kühlvorrichtung kann dabei sowohl in Strömungsrichtung dem sekundären Verdichter vorgeschaltet als auch in Strömungsrichtung dem sekundären Verdichter nachgeschaltet sein. According to one embodiment, it is provided that the secondary compressor is associated with a cooling device, so that the re-supplied, further compressed air is additionally cooled. The cooled to one and the other further compressed air allows a particularly efficient way of cooling the components to be cooled. The cooling device can be upstream of the secondary compressor in the flow direction as well as downstream of the secondary compressor in the flow direction.

Der sekundäre Verdichter kann grundsätzlich in beliebiger Art ausgebildet sein, auch als weiterer Axialverdichter. In einer Ausgestaltung ist der sekundäre Verdichter als Radialverdichter ausgebildet.The secondary compressor can in principle be designed in any way, even as a further axial compressor. In one embodiment, the secondary compressor is designed as a radial compressor.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel ist vorgesehen, dass dem sekundären Verdichter ausschließlich an oder hinter der letzten Verdichterstufe entnommene Luft zugeführt wird. Es kann jedoch ebenso vorgesehen sein, dass dem sekundären Verdichter zur Weiterverdichtung Luft zugeführt wird, die der Turbomaschine teilweise von anderer Stelle entnommen ist.According to one embodiment, it is provided that the secondary compressor is fed exclusively at or behind the last compressor stage taken air. However, it may also be provided that air is supplied to the secondary compressor for further compression, which is partially taken from the turbomachinery from elsewhere.

Bei dem Axialverdichter handelt es sich gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung um einen Hochdruckaxialverdichter eines Flugtriebwerks.The axial compressor is, according to an embodiment of the present invention, a high pressure axial compressor of an aircraft engine.

Die erfindungsgemäße Kühlvorrichtung kann grundsätzlich in beliebiger Weise ausgebildet sein. Beispielsweise handelt es sich bei der Kühlvorrichtung um eine Kühlvorrichtung mit Luftkühlung.The cooling device according to the invention can in principle be designed in any desired manner. For example, the cooling device is a cooling device with air cooling.

In einem Ausführungsbeispiel wird die dem sekundären Verdichter zugeführte Luft zwischen der letzten Rotorstufe und der letzten Statorstufe der letzten Verdichterstufe entnommen. Die Luft wird somit von dem sekundären Verdichter abgesaugt, bevor die Luft die letzte Statorstufe passiert hat. Die Luft wird hierzu beispielsweise vor der letzten Statorstufe in radialer Richtung abgeleitet.In one embodiment, the air supplied to the secondary compressor is taken between the last rotor stage and the last stator stage of the last compressor stage. The air is thus sucked from the secondary compressor before the air has passed the last stage of the stator. The air is for this purpose derived, for example, before the last stator in the radial direction.

Die durch den sekundären Verdichter weiter verdichtete Luft wird in einer Ausführungsvariante ohne Beeinflussung des Luftstroms des Axialverdichters in die Turbomaschine eingeleitet. Es erfolgt also kein Eingriff in den Verdichterstrom. Dies wird beispielsweise dadurch erreicht, dass die weiter verdichtete Luft beispielsweise durch hohl gearbeitete Statoren am Ausgang des Axialverdichters in das Triebwerk zurückgeführt wird.The further compressed by the secondary compressor air is introduced in a variant without affecting the air flow of the axial compressor in the turbomachine. So there is no interference with the compressor flow. This is achieved, for example, in that the further compressed air is returned to the engine, for example, by means of hollow machined stators at the outlet of the axial compressor.

Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel wird die verdichtete und im Falle einer Kühlung auch zusätzlich gekühlte Luft in einen Kühlkanal eingeleitet, der der Versorgung stromabwärts des Verdichters liegender Triebwerkskomponenten mit Kühlluft dient. Dabei ist in einer Ausgestaltung vorgesehen, dass die verdichtete Luft in radialer Richtung oder mit einer radialen Richtungskomponente in den Kühlkanal eingeleitet wird. Hierdurch wird erreicht, dass sie mit der Wandung des Kühlkanals unmittelbar hinter der Einleitstelle in Kontakt gerät und dadurch die entsprechenden Wandungsabschnitte kühlen kann.In a further embodiment, the compressed and in the case of cooling also additionally cooled air is introduced into a cooling channel, which serves to supply downstream of the compressor lying engine components with cooling air. It is provided in one embodiment that the compressed air is introduced in the radial direction or with a radial direction component in the cooling channel. This ensures that it comes into contact with the wall of the cooling channel immediately behind the discharge point and thereby cool the corresponding wall sections.

In einer Ausgestaltung der Erfindung umfasst die Rotorstufe der letzten Verdichterstufe einen Rotorkörper, der die Laufschaufeln der Rotorstufe trägt. Der Rotorkörper verjüngt sich in axialer Richtung in Strömungsrichtung und bildet in einer Ausgestaltung eine Begrenzung des bereits erwähnten Kühlkanals. Der Rotorkörper ist rückseitig (d. h. in seinen in Strömungsrichtung hinter den Laufschaufeln befindlichen Bereichen) in besonderem Maße heißen Gasen ausgesetzt, die aus dem Strömungskanal des Hochdruckverdichters in den Kühlkanal strömen. Die weiter verdichtete und gegebenenfalls zusätzlich gekühlte Luft wird derart eingeleitet, dass sie auf zu kühlende Bereiche des Rotorkörpers trifft. Hierzu erfolgt die Einleitung unmittelbar hinter der letzten Rotorstufe, d. h. am Anfang des Kühlkanals, und dabei in radialer Richtung und radial versetzt zum Strömungskanal des Axialverdichters.In one embodiment of the invention, the rotor stage of the last compressor stage comprises a rotor body which carries the rotor blades of the rotor stage. The rotor body tapers in the axial direction in the flow direction and in one embodiment forms a boundary of the already mentioned cooling channel. The rotor body is exposed to the rear side (i.e., in its downstream of the blades in the flow areas) in particular hot gases flowing from the flow channel of the high pressure compressor in the cooling channel. The further compressed and optionally additionally cooled air is introduced in such a way that it strikes areas of the rotor body to be cooled. For this purpose, the introduction takes place immediately behind the last rotor stage, d. H. at the beginning of the cooling channel, and in the radial direction and radially offset to the flow channel of the axial compressor.

Die erfindungsgemäße Lösung schützt somit den Rotorkörper der letzten Rotorstufe in einem Bereich, der sich unmittelbar an den Strömungskanal anschließt und in dem besonders heiße Verdichterluft vorhanden ist, durch Bereitstellung von Luft, die mit hohem Kühlluftdruck und in einer Ausführungsvariante zusätzlich gekühlt bereitgestellt wird.The solution according to the invention thus protects the rotor body of the last rotor stage in a region which adjoins directly to the flow channel and in which particularly hot compressor air is present, by providing air which is additionally provided cooled with high cooling air pressure and in a variant embodiment.

Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung anhand eines Ausführungsbeispieles näher erläutert. Es zeigen:The invention will be explained in more detail with reference to the figures of the drawing with reference to an embodiment. Show it:

1 in vereinfachter Darstellung ein Ausführungsbeispiel eines Strahltriebwerks, das eine erfindungsgemäße Verdichtervorrichtung aufweist; und 1 in a simplified representation of an embodiment of a jet engine, comprising a compressor device according to the invention; and

2 die Verdichtervorrichtung der 1 in vergrößerter Darstellung. 2 the compressor device of 1 in an enlarged view.

Die Erfindung wird nachfolgend beispielhaft anhand eines Axialverdichters eines Strahltriebwerks beschrieben. Die Prinzipien der vorliegenden Erfindung gelten jedoch in gleicher Weise für Axialverdichter anderer Turbomaschinen.The invention will be described below by way of example with reference to an axial compressor of a jet engine. However, the principles of the present invention apply equally to axial compressors of other turbomachinery.

Die 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines Zweistrom-Strahltriebwerkes 1, das in an sich bekannter Weise eine Fanstufe 10 mit einem Fan als Niederdruckverdichter, einen Mitteldruckverdichter 20, einen Hochdruckverdichter 30, eine Brennkammer 40, eine Hochdruckturbine 50, eine Mitteldruckturbine 60 und eine Niederdruckturbine 70 aufweist.The 1 shows an embodiment of a twin-jet jet engine 1 that in a known manner a fan stage 10 with a fan as a low pressure compressor, a medium pressure compressor 20 , a high pressure compressor 30 , a combustion chamber 40 , a high-pressure turbine 50 , a medium pressure turbine 60 and a low-pressure turbine 70 having.

Die Fanstufe 10 weist ein Fangehäuse 15 auf, das innenseitig eine Ringraumfläche aufweist, die einen Sekundärstromkanal 4 des Strahltriebwerkes 1 radial außen begrenzt. Der Mitteldruckverdichter 20 und der Hochdruckverdichter 30 sind von einem Umfangsgehäuse 25 umgeben. Dieses weist innenseitig eine Ringraumfläche 26 auf, die den Strömungskanal 3 für den Primärstrom des Strahltriebwerkes radial außen begrenzt. Radial innen ist der Strömungskanal 3 durch entsprechende Kranzoberflächen der Rotoren und Statoren der jeweiligen Verdichterstufen bzw. durch die Nabe oder mit der Nabe verbundenen Elementen der entsprechenden Antriebswelle verbunden. Der Strömungskanal 3 für den Primärstrom wird auch als Ringraum und die Fläche 26 als Ringraumfläche bezeichnet. The fan stage 10 has a fan case 15 on, which has on the inside an annular space surface which has a secondary flow channel 4 of the jet engine 1 bounded radially on the outside. The medium pressure compressor 20 and the high pressure compressor 30 are from a peripheral housing 25 surround. This has on the inside an annulus area 26 on that the flow channel 3 for the primary flow of the jet engine radially outwardly limited. Radial inside is the flow channel 3 connected by corresponding ring surfaces of the rotors and stators of the respective compressor stages or by the hub or with the hub connected elements of the corresponding drive shaft. The flow channel 3 for the primary stream is also called annulus and the area 26 referred to as annulus area.

Der Mitteldruckverdichter 20 und der Hochdruckverdichter 30 weisen jeweils eine Mehrzahl von Verdichterstufen auf, die jeweils eine Rotorstufe und eine Statorstufe umfassen.The medium pressure compressor 20 and the high pressure compressor 30 each have a plurality of compressor stages, each comprising a rotor stage and a stator stage.

Das Strahltriebwerk 1 der 1 weist des Weiteren drei separate Wellen auf, eine Niederdruckwelle 80, die die Niederdruckturbine 70 mit der Fanstufe 10 verbindet, eine Mitteldruckwelle 90, die die Mitteldruckturbine 60 mit dem Mitteldruckverdichter 20 verbindet und eine Hochdruckwelle 100, die die Hochdruckturbine 50 mit dem Hochdruckverdichter 30 verbindet. Dies ist jedoch lediglich beispielhaft zu verstehen. Wenn das Strahltriebwerk beispielsweise keinen Mitteldruckverdichter und keine Mitteldruckturbine besäße, wären nur eine Niederdruckwelle und eine Hochdruckwelle vorhanden.The jet engine 1 of the 1 also has three separate waves, a low pressure wave 80 that the low-pressure turbine 70 with the fan stage 10 connects, a medium pressure wave 90 that the medium-pressure turbine 60 with the medium pressure compressor 20 connects and a high pressure shaft 100 that the high pressure turbine 50 with the high pressure compressor 30 combines. However, this is only to be understood as an example. For example, if the jet engine did not have a medium pressure compressor and medium pressure turbine, only a low pressure shaft and a high pressure shaft would be present.

Die beschriebenen Komponenten besitzen eine gemeinsame Symmetrieachse 2, die die Mittelachse für die Statorstufen und die Gehäuse sowie die Rotationsachse für die Rotorstufen des Strahltriebwerks darstellt.The described components have a common axis of symmetry 2 , which represents the central axis for the stator stages and the housing and the axis of rotation for the rotor stages of the jet engine.

Das Strahltriebwerk 1 umfasst einen an sich bekannten Hilfsgeräteträger 110. Der Hilfsgeräteträger 110 weist ein externes Getriebe (nicht gesondert dargestellt) auf, das über nicht dargestellte Kopplungsmittel, beispielsweise ein oder mehrere radial verlaufende Wellen, mit der Mitteldruckwelle 90 oder einer anderen der Antriebswellen 80, 90, 100 gekoppelt und dazu vorgesehen ist, mit dem Hilfsgeräteträger 110 verbundene Hilfsgeräte wie beispielsweise Brennstoffpumpen, Ölpumpen, Zentrifugalölabscheider, Hydraulikpumpen oder Generatoren zur Stromerzeugung anzutreiben.The jet engine 1 comprises a known auxiliary equipment carrier 110 , The auxiliary equipment carrier 110 has an external gear (not shown separately), the coupling means, not shown, for example, one or more radially extending waves, with the medium-pressure wave 90 or another of the drive shafts 80 . 90 . 100 coupled and provided with the auxiliary equipment carrier 110 To drive connected auxiliary equipment such as fuel pumps, oil pumps, Zentrifugalölabscheider, hydraulic pumps or generators for power generation.

Des Weiteren umfasst das Strahltriebwerk 1 einen sekundären Verdichter 120 und eine Kühlvorrichtung 130. Im Kontext der vorliegenden Erfindung sind der Hochdruckverdichter 30 sowie der sekundäre Verdichter 120 und die Kühlvorrichtung 130 von besonderer Bedeutung. Diese Komponenten sind in der 2 vergrößert dargestellt.Furthermore, the jet engine includes 1 a secondary compressor 120 and a cooling device 130 , In the context of the present invention are the high pressure compressor 30 as well as the secondary compressor 120 and the cooling device 130 really important. These components are in the 2 shown enlarged.

Die 2 zeigt die einzelnen Stufen des Hochdruckverdichters 30. Im Kontext der vorliegenden Erfindung von besonderem Interesse ist die letzte Verdichterstufe, die aus einer letzten Rotorstufe 31 und einer letzten Statorstufe 32 besteht. Die letzte Rotorstufe 31 umfasst Laufschaufeln 311 und die letzte Statorstufe 32 Leitschaufeln 321, die sich im Strömungskanal 3 des Axialverdichters 30 befinden. Luft, die die letzte Statorstufe 32 verlässt, wird zumindest teilweise der Brennkammer 40 zugeleitet.The 2 shows the individual stages of the high pressure compressor 30 , Of particular interest in the context of the present invention is the last compressor stage, which consists of a final rotor stage 31 and a last stage of the stator 32 consists. The last rotor stage 31 includes blades 311 and the last stage of the stator 32 vanes 321 that are in the flow channel 3 of the axial compressor 30 are located. Air, the last stage of the stator 32 leaves, at least partially, the combustion chamber 40 fed.

Die dargestellte Anordnung umfasst des Weiteren einen Kühlkanal 5, der sich stromabwärts an den Hochdruckverdichter 30 anschließt und der der Versorgung stromabwärts liegender Triebwerkskomponenten, insbesondere der Hochdruckturbine 50 mit Kühlluft dient. Der Kühlkanal 5 beginnt zwischen der letzten Rotorstufe 31 und der letzten Statorstufe 32 und zweigt erst in radialer Richtung, dann mit axialer Komponente vom Strömungskanal 3 ab, so dass ein Teil der verdichteten Luft hinter der letzten Rotorstufe 31 in den Kühlkanal 5 gelangt. Dabei wird zu den Begriffen „Kühlkanal” und ”Kühlluft” angemerkt, dass die aus dem Hochdruckverdichter 30 austretende Luft zwar hohe Temperaturen aufweist, diese Temperaturen aber dennoch gering sind im Vergleich zu den hinter der Brennkammer 40 in der Hochdruckturbine 50 herrschenden Temperaturen.The illustrated arrangement further comprises a cooling channel 5 , which is downstream to the high pressure compressor 30 connects and the supply of downstream engine components, in particular the high-pressure turbine 50 with cooling air is used. The cooling channel 5 starts between the last rotor stage 31 and the last stage of the stator 32 and branches first in the radial direction, then with an axial component of the flow channel 3 off, leaving a portion of the compressed air behind the last rotor stage 31 in the cooling channel 5 arrives. It is noted to the terms "cooling channel" and "cooling air" that from the high pressure compressor 30 Exiting air has high temperatures, but these temperatures are still low compared to those behind the combustion chamber 40 in the high-pressure turbine 50 prevailing temperatures.

Der Rotor 31 umfasst neben den bereits erwähnten Laufschaufeln 311 eine Scheibe 312, die mit der Hochdruckwelle 100 gekoppelt ist und an deren Enden die Laufschaufeln 311 befestigt sind. Die letzte Rotorstufe 31 bildet des Weiteren als Außenbegrenzung einen Rotorkonus 313 aus, der sich in axialer Richtung verjüngt und eine Begrenzung des Kühlkanals 5 bildet. Die andere Begrenzung des Kühlkanals 5 wird durch einen Wandbereich 140 bereitgestellt. Die Rotorscheibe 312 und der Rotorkonus 313 bilden Teile des Rotorkörpers. Dabei ist der Rotorkonus 313 heißen Gasen ausgesetzt, die aus dem Strömungskanal 3 des Hochdruckverdichters 30 in den Kühlkanal 5 strömen.The rotor 31 includes in addition to the already mentioned blades 311 a disk 312 that with the high pressure shaft 100 is coupled and at the ends of the blades 311 are attached. The last rotor stage 31 Furthermore forms as outer boundary a rotor cone 313 out, which tapers in the axial direction and a boundary of the cooling channel 5 forms. The other limit of the cooling channel 5 is through a wall area 140 provided. The rotor disk 312 and the rotor cone 313 form parts of the rotor body. Here is the rotor cone 313 exposed to hot gases coming from the flow channel 3 of the high pressure compressor 30 in the cooling channel 5 stream.

Verdichterluft wird somit hinter der letzten Rotorstufe 31 aus dem Strömungskanal 3 abgezweigt und strömt in den Kühlkanal 5. Aufgrund der immer höheren Verdichtungstemperaturen führt dies jedoch dazu, dass das Material des Rotorkörpers, insbesondere die Oberfläche des Rotorkonus 313, mit sehr heißer Verdichteraustrittsluft beaufschlagt und thermisch stark strapaziert wird. Die damit verbundene thermische Materialbelastung des Rotorkonus 313, insbesondere in dem Bereich, der sich unmittelbar an die Laufschaufeln 311 anschließt, ist schädlich für das Verdichterrotormaterial speziell im Hinblick auf absolute Temperatur und zyklischem Leben. Bei zunehmend höheren Verdichtungstemperaturen sind zunehmend hochwertigere Rotormaterialien erforderlich, um der hohen Temperatur standzuhalten.Compressor air is thus behind the last rotor stage 31 from the flow channel 3 diverted and flows into the cooling channel 5 , Due to the ever higher compression temperatures, however, this leads to the fact that the material of the rotor body, in particular the surface of the rotor cone 313 , is exposed to very hot compressor outlet air and is subjected to high thermal stress. The associated thermal stress on the rotor cone 313 especially in the area that directly adjoins the blades 311 is harmful to the compressor rotor material especially in terms of absolute temperature and cyclic life. With increasingly higher compression temperatures, increasingly higher quality rotor materials are required to withstand the high temperature.

Um dies zu vermeiden, sieht die vorliegende Erfindung eine zusätzliche Kühlung des Rotorkörpers vor. Diese zusätzliche Kühlung ist auch vorteilhaft für die Kühlung weiterer, stromabwärts liegender Triebwerkskomponenten, wie beispielsweise der Hochdruckturbine 50.To avoid this, the present invention provides additional cooling of the rotor body. This additional cooling is also advantageous for the cooling of further, downstream engine components, such as the high pressure turbine 50 ,

Zur Bereitstellung von Hochdruck-Kühlluft ist der sekundäre Verdichter 120 vorgesehen. Dieser saugt über eine Leitung 119, deren Ende 119 sich hinter der letzten Rotorstufe 31 der letzten Verdichterstufe und dabei bevorzugt zwischen der letzten Rotorstufe 31 und der letzten Statorstufe 32 befindet, die bereits unter einem hohen Druck stehende Kühlluft an.To provide high pressure cooling air is the secondary compressor 120 intended. This sucks over a pipe 119 whose end 119 behind the last rotor stage 31 the last compressor stage and thereby preferably between the last rotor stage 31 and the last stage of the stator 32 is already at a high pressure cooling air.

Bei dem sekundären Verdichter 120 handelt es sich beispielsweise um einen Radialverdichter. Der sekundäre Verdichter 120 ist über eine Kupplungswelle 115 mit dem Getriebe des Hilfsgeräteträgers 110 verbunden und wird durch dieses angetrieben. Das Getriebe des Hilfsgeräteträgers 110 ist wie bereits erläutert mit einer der Antriebswellen des Strahltriebwerks 1 verbunden (nicht gesondert dargestellt). Die auf diese Weise verdichtete Luft wird von dem sekundären Verdichter 120 über eine Leitung 121 der Kühlvorrichtung 130 zugeführt. Diese kann grundsätzlich in beliebiger Weise ausgebildet sein. Beispielsweise ist sie mit Luftkühlung ausgebildet. Die herabgekühlte Luft wird über eine weitere Leitung 131 dem Strahltriebwerk 1 im Bereich der oder hinter der letzten Verdichterstufe wieder zugeführt.At the secondary compressor 120 For example, it is a centrifugal compressor. The secondary compressor 120 is via a coupling shaft 115 with the gearbox of the auxiliary equipment carrier 110 connected and is driven by this. The gearbox of the auxiliary device carrier 110 is as already explained with one of the drive shafts of the jet engine 1 connected (not shown separately). The compressed air in this way is from the secondary compressor 120 over a line 121 the cooling device 130 fed. This can basically be designed in any way. For example, it is designed with air cooling. The cooled air is transferred via another line 131 the jet engine 1 fed back in the area of or behind the last compressor stage.

Im dargestellten Ausführungsbeispiel erfolgt die Rückführung der verdichteten und durch die Kühlvorrichtung 130 herabgekühlten Luft unmittelbar hinter der letzten Rotorstufe 31 am Anfang des Kühlkanals 5. Die Luft wird dabei über die Leitung 131 in radialer Richtung in den Kühlkanal 5 eingeleitet. Sie wird dabei an einer Stelle eingeleitet, dass sie den Luftstrom im Strömungskanal 3 des Hochdruckverdichters 30 nicht beeinflusst.In the illustrated embodiment, the return of the compressed and carried by the cooling device 130 cooled air immediately behind the last rotor stage 31 at the beginning of the cooling channel 5 , The air is thereby over the line 131 in the radial direction in the cooling channel 5 initiated. It is thereby introduced at a point that they the air flow in the flow channel 3 of the high pressure compressor 30 unaffected.

Die mit erhöhtem Druck versehene Kühlluft breitet sich aufgrund ihres erhöhten Druckes innerhalb der Kühlkammer 5 bis zum Rotorkonus 313 aus und kühlt diesen in effektiver Weise. Hierdurch kann ein kostengünstigeres Material zur Bildung des Rotorkörpers bzw. des den Rotorkonus 313 bildenden Materials verwendet werden.The elevated pressure cooling air is propagated within the cooling chamber due to its increased pressure 5 to the rotor cone 313 and cools this effectively. As a result, a less expensive material for forming the rotor body or the rotor cone 313 be used forming material.

Die beschriebene Anordnung ermöglicht eine Kühlung derjenigen Bauteile des Rotors eines Axialverdichters, die sich in Strömungsrichtung gesehen auf der Rückseite des Rotorkörpers befinden und ohne die Erfindung in besonderem Maße mit heißer Verdichteraustrittsluft beaufschlagt würden. Insbesondere diejenigen Bereiche des Rotorkörpers, die den Kühlkanal 5 mit ausbilden, werden durch die erfindungsgemäße Lösung gekühlt. Eine verbesserte, da unter einem höheren Druck und mit abgekühlter Luft erfolgende Kühlung wird aber auch für die nachfolgenden Triebwerkskomponenten bereitgestellt.The described arrangement allows cooling of those components of the rotor of an axial compressor, which are seen in the flow direction on the back of the rotor body and would be acted upon without the invention in particular extent with hot compressor outlet air. In particular, those areas of the rotor body that the cooling channel 5 form with, are cooled by the inventive solution. However, improved cooling under higher pressure and cooled air is also provided for the subsequent engine components.

Die Erfindung beschränkt sich in ihrer Ausgestaltung nicht auf die vorstehend dargestellten Ausführungsbeispiele, die lediglich beispielhaft zu verstehen sind. Beispielsweise kann alternativ vorgesehen sein, dass die dem sekundären Verdichter zugeführte Luft an anderer Stelle und zur Kühlung anderer Triebwerksbauteile dem Triebwerk wieder zugeführt wird.The invention is not limited in its embodiment to the embodiments shown above, which are to be understood only as examples. For example, it may alternatively be provided that the air supplied to the secondary compressor is supplied to the engine again at another location and for cooling other engine components.

Claims (16)

Verdichtervorrichtung für eine Turbomaschine (1), die aufweist: – einen Axialverdichter (30) mit mehreren Verdichterstufen, die jeweils eine Rotorstufe (31) und eine Statorstufe (32) umfassen, wobei die Verdichterstufen eine stromabwärts gelegene letzte Verdichterstufe (31, 32) umfassen, und – einen Hilfsgeräteträger (110) mit einem Getriebe, das mit einer Antriebswelle (80, 90, 100) der Turbomaschine (1) gekoppelt ist, gekennzeichnet durch einen sekundären Verdichter (120), der von dem Getriebe des Hilfsgeräteträgers (110) angetrieben wird, wobei der sekundäre Verdichter (120) derart angeordnet und ausgebildet ist, dass dem sekundären Verdichter (120) an oder hinter der letzten Verdichterstufe (31, 32) entnommene Luft zugeführt, die zugeführte Luft im sekundären Verdichter (120) weiter verdichtet und die weiter verdichtete Luft der Turbomaschine (1) wieder zugeführt wird.Compressor device for a turbomachine ( 1 ), comprising: - an axial compressor ( 30 ) having a plurality of compressor stages, each having a rotor stage ( 31 ) and a stator stage ( 32 ), wherein the compressor stages comprise a downstream final compressor stage ( 31 . 32 ), and - an auxiliary equipment carrier ( 110 ) with a transmission, which with a drive shaft ( 80 . 90 . 100 ) of the turbomachine ( 1 ), characterized by a secondary compressor ( 120 ) transmitted by the gearbox of the auxiliary equipment carrier ( 110 ), the secondary compressor ( 120 ) is arranged and configured such that the secondary compressor ( 120 ) at or behind the last compressor stage ( 31 . 32 ) supplied air, the supplied air in the secondary compressor ( 120 ) and the further compressed air of the turbomachine ( 1 ) is returned. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass dem sekundären Verdichter (120) eine Kühlvorrichtung (130) zugeordnet ist, so dass die wieder zugeführte, weiter verdichtete Luft gekühlt ist.Apparatus according to claim 1, characterized in that the secondary compressor ( 120 ) a cooling device ( 130 ) is assigned, so that the re-supplied, further compressed air is cooled. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlvorrichtung dem sekundären Verdichter in Strömungsrichtung vorgeschaltet ist.Apparatus according to claim 2, characterized in that the cooling device is connected upstream of the secondary compressor in the flow direction. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlvorrichtung (130) dem sekundären Verdichter (120) in Strömungsrichtung nachgeschaltet ist.Device according to claim 2, characterized in that the cooling device ( 130 ) the secondary compressor ( 120 ) is downstream in the flow direction. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der sekundäre Verdichter (120) als Radialverdichter ausgebildet ist. Device according to one of the preceding claims, characterized in that the secondary compressor ( 120 ) is designed as a radial compressor. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Axialverdichter (30) ein Hochdruckaxialverdichter eines Flugtriebwerks ist.Device according to one of the preceding claims, characterized in that the axial compressor ( 30 ) is a Hochdruckaxialverdichter an aircraft engine. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die dem sekundären Verdichter (120) zugeführte Luft zwischen der letzten Rotorstufe (31) und der letzten Statorstufe (32) der letzten Verdichterstufe (31, 32) entnommen wird.Device according to one of the preceding claims, characterized in that the secondary compressor ( 120 ) supplied air between the last rotor stage ( 31 ) and the last stator stage ( 32 ) of the last compressor stage ( 31 . 32 ) is taken. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die durch den sekundären Verdichter (120) weiter verdichtete Luft derart in die Turbomaschine (1) eingeleitet wird, dass sie den Luftstrom im Strömungskanal (3) des Axialverdichters (30) nicht beeinflusst.Device according to one of the preceding claims, characterized in that the through the secondary compressor ( 120 ) further compressed air into the turbomachine ( 1 ) is introduced, that they the air flow in the flow channel ( 3 ) of the axial compressor ( 30 ) unaffected. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die vom sekundären Verdichter (120) weiter verdichtete Luft der Turbomaschine (1) in radialem Abstand zum Strömungskanal (3) des Axialverdichters (30) zurückgeführt wird.Device according to one of the preceding claims, characterized in that that of the secondary compressor ( 120 ) further compressed air of the turbomachine ( 1 ) in radial distance to the flow channel ( 3 ) of the axial compressor ( 30 ) is returned. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die vom sekundären Verdichter (120) weiter verdichtete Luft am Ausgang des Axialverdichters (30) in die Turbomaschine (1) zurückgeführt wird, beispielsweise mittels hohl gearbeiteter Statoren.Device according to one of the preceding claims, characterized in that that of the secondary compressor ( 120 ) further compressed air at the outlet of the axial compressor ( 30 ) into the turbomachine ( 1 ) is returned, for example by means of hollow stators. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die vom sekundären Verdichter (120) weiter verdichtete Luft der Turbomaschine (1) hinter der letzten Rotorstufe (31) und radial versetzt zu dieser wieder zugeführt wird.Device according to one of the preceding claims, characterized in that that of the secondary compressor ( 120 ) further compressed air of the turbomachine ( 1 ) behind the last rotor stage ( 31 ) and radially offset to this again supplied. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch einen Kühlkanal (5) zur Versorgung stromabwärts des Axialverdichters (30) liegender Triebwerkskomponenten (50), der sich an die letzte Rotorstufe (31) anschließt, wobei die vom sekundären Verdichter weitere verdichtete Luft in den Kühlkanal (50) eingeleitet wird.Device according to one of the preceding claims, characterized by a cooling channel ( 5 ) for the supply downstream of the axial compressor ( 30 ) lying engine components ( 50 ), which adapts to the last rotor stage ( 31 ), wherein the further compressed by the secondary compressor air in the cooling channel ( 50 ) is initiated. Vorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass die weiter verdichtete Luft in radialer Richtung oder mit radialer Richtungskomponente in den den Kühlkanal (5) eingeleitet wird.Apparatus according to claim 12, characterized in that the further compressed air in the radial direction or with a radial direction component in the cooling channel ( 5 ) is initiated. Vorrichtung nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass die weiter verdichtete Luft am Anfang des Kühlkanals (5) in diesen eingeleitet wird.Apparatus according to claim 12 or 13, characterized in that the further compressed air at the beginning of the cooling channel ( 5 ) is initiated in these. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die letzte Rotorstufe (31) einen Rotorkörper (312, 313) und eine Mehrzahl von radial außen am Rotorkörper (312, 313) und dabei im Strömungskanal (3) des Axialverdichters (30) angeordnete Laufschaufeln (311) aufweist, wobei die weiter verdichtete Luft derart eingeleitet wird, dass sie auf zu kühlende rückseitige Bereiche des Rotorkörpers (312, 313) trifft.Device according to one of the preceding claims, characterized in that the last rotor stage ( 31 ) a rotor body ( 312 . 313 ) and a plurality of radially outside of the rotor body ( 312 . 313 ) and in the flow channel ( 3 ) of the axial compressor ( 30 ) arranged rotor blades ( 311 ), wherein the further compressed air is introduced in such a way that it is to be cooled on the rear areas of the rotor body ( 312 . 313 ) meets. Vorrichtung nach Anspruch 15, soweit rückbezogen auf Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Rotorkörper (312, 313) zumindest in einem Teilabschnitt eine Begrenzung des Kühlkanals (5) bildet.Apparatus according to claim 15, when dependent on claim 12, characterized in that the rotor body ( 312 . 313 ) at least in a subsection a boundary of the cooling channel ( 5 ).
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