DE2121043A1 - Umleitventilmechanismus - Google Patents
UmleitventilmechanismusInfo
- Publication number
- DE2121043A1 DE2121043A1 DE19712121043 DE2121043A DE2121043A1 DE 2121043 A1 DE2121043 A1 DE 2121043A1 DE 19712121043 DE19712121043 DE 19712121043 DE 2121043 A DE2121043 A DE 2121043A DE 2121043 A1 DE2121043 A1 DE 2121043A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- valve
- rotation
- ring
- axis
- arm
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
- F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
- F04D27/0215—Arrangements therefor, e.g. bleed or by-pass valves
-
- 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
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
- F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
- F04D27/023—Details or means for fluid extraction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Description
Umleitventilmechanismus
Die Erfindung betrifft Gasturbinen und insbesondere einen in diesen verwendbaren Abzapf- oder Umleitventilmechanisraus.
Wenn zwei oder mehrere unabhängig voneinander drehbare Axialkompressorrotoren
verwendet werden, um eine Strömung innerhalb eines gemeinsamen Strömungskanales unter Druck zu setzen, möchte
man häufig eine Einrichtung zur Verfügung haben, um außerhalb des Normalbetriebes einen Teil des durch den stromaufwärts gelegenen
Kompressor unter Dx'uck gesetzten Strömungsmittels umzuleiten oder abzuziehen, um so zu verhindern, daß infolge einer
Überversorgung des stromabwärts gelegenen Kompressors mit Druck-
1 09883/1082
strömungsmittel und einem daraus resultierenden Rückdruck auf den
stromaufwärts gelegenen Kompressor in diesem ein Leistungsverlust oder ein aerodynamischer Strömungsabriß (stall condition)
auftritt.
In Gasturbinentriebwerken ändert sich die Menge des für diese
Zwecke umzuleitenden oder abzuziehenden Druckströmungsmittels im allgemeinen mit den Betriebsbedingungen des Triebwerkes. Es
ist deshalb wünschenswert, daß die verwendeten Umleitmittel geeignet sind, die Umleitungsströmung anzupassen. Da darüber hinaus
das Gewicht und die Größe von entscheidender Bedeutung in Gasturbinentriebwerken von Luftfahrzeugen sind, ist es äußerst
wichtig, daß der Umleitventilmechanismus eine kleine radiale Ausdehnung bzw. einen kleinen Querschnitt besitzt und aus einer
stabilen Konstruktion mit geringem Gewicht besteht.
Es ist deshalb eine Hauptaufgabe dieser Erfindung, einen Abzapfventilmechanismus'
zur Verwendung in Strömungsvorrichtungen mit
wenigstens zwei unabhängig voneinander drehbaren Axialkompressorrotoren zu schaffen, der einen Strömungsmittelstrom in einem gemeinsamen
Strömungskanal des Kompressors unter Druck setzen kann.
Ferner beinhaltet die Erfindung einen Abzapfventilmechanismus der oben angegebenen Art, der ein kleines Radialprofil aufweist
und eine stabile, leichtgewichtige Konstruktion besitzt..
Die Erfindung schafft» kurz gesagt, einen Umleitventilmechanismus zur Verwendung in einem Gasturbinentriebwerk, das ein geeignetes
Triebwerksgehäuse aufweist, welches einen Teil eines ringförmigen Strömungskanales des Kompressors bildet, in dem Niederdruck- und
Hochdruck-Kompressoreinrichtungen in einer Reihe angeordnet sind, um(eine hindurchtretende Strömung unter Druck zu setzen. Durch
die Gehäusestruktur hindurch sind zahlreiche auf dem Umfang mit Abstand ang©ordnetes im allgemeinen radial verlaufende Umleitkanäle
mit Einlassen gebildet., die mit dem Strömungskanal des Kompressors zwischen der Niederdruck- und der Hochdruck-Kompressor-
109883/1032
einrichtung in Verbindung stehen. Mit der Gehäusestruktur ist nahe
jedem Einlaß des ümleitkanales ein Ventilteil schwenkbar verbunden,
um die Verbindung zwischen jedem Umleitkanal und dem ringförmigen Strömungskanal zu schließen und variabel zu öffnen. Es
sind Vorrichtungen vorgesehen, um jeden Ventilteil zu drehen oder wahlweise einzustellen. Zu diesen Vorrichtungen kann ein
Gleichlaufring (unison ring), der für einen Antrieb über Gelenkelemente mit jedem Ventilteil und radial drehbaren Winkelhebeln
verbunden ist, und Betätigungsmittel für den Gleichlaufring gehören.
Jeder Ventilteil umfaßt eine Ventilplatte, die vorzugsweise derart angeordnet und ausgebildet ist, daß sie eine im
allgemeinen stromlinienförmige Portsetzung der Gehäusewandung bildet, die die äußere Oberfläche des Strömungskanales des Kompressors
darstellt.
Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen anhand
der folgenden Beschreibung und der beigefügten Zeichnungen eines bevorzugten Ausführungsbeispieles beschrieben.
Fig. 1 ist ein nur zum Teil dargestellter Querschnitt einer Hälfte
eines Turbinentriebwerkes, in dem der erfindungsgemäße
Umleitventilmechanismus verwendet ist.
Fig. 2 ist eine vergrößerte Querschnittsdarstellung des in Fig.
gezeigten Umleitventilmechanismus.
Fig. 3 ist eine Draufsicht auf den in Fig. 2 gezeigten Teil des Umleitventilmechanismus.
In Fig. 1 ist in allgemeiner Form der Vorderteil eines Turbinentriebwerkes
dargestellt. Dieses weist hier ein Kerntriebwerk mit einem Gehäuse oder einer Halterungsstruktur 10 auf, die die Hochdruck-Axialkompressoreinrichtung
12 trägt und umschließt und wenigstens einen Teil eines kreisförmigen Kerntriebwerks- oder Kompressorströmungskanales
\k bildet. Der Kanal 14 ist mit einem
Einlaß 16 an seinem stromaufwärts gelegenen Ende versehen und wird zum Teil von einer im allgemeinen stromlinienförmigen Außenfläche
18 begrenzt. Über das stromaufwärts gelegene Ende des Ge-
1 09883/ 1082
häuses des Kerntriebwerkes ist ein ringförmiges Gebläsegehäuse 20 geschoben und gegenüber diesem nach außen mit radialem Abstand
angeordnet, um dazwischen einen ringförmigen Gebläseführungskanal 22 zu bilden, an dessem stromabwärts gelegenen Ende eine .
Schubdüse 21J angeordnet ist. Das Gehäuse des Kerntriebwerkes trägt
eine Innenwelle 26, die im allgemeinen koaxial innerhalb der Hochdruck-Kompressoreinrichtung 12 verläuft und an ihrem stromaufwärts
gelegenen Ende einen Gebläserotor 28 trägt. Der Gebläserotor 28 weist eine Stufe langer Gebläseblätter 30 und zahlreiche
stromabwärts mit axialem Abstand angeordnete Stufen kleinerer Blätter 32 auf. Die Gebläseblätter 30 erstrecken sich über- den
Gebläsekanal 22, während sich die kleineren Blätter 32 über den Strömungskanal .14 des Kompressors erstrecken und eine Niederdruck-Kompressoreinrichtung
34 bilden, die mit im Abstand angeordneten, abwechselnden Stufen von Schaufeln 36 zusammenwirkt.
Die Hochdruck-Kompressoreinrichtung 12 weist einen Hochdruckrotor 38 auf, der zusammen mit der Gehäusestruktur 10 des Kerntriebwerkes
und dem Gebläserotor 28 den stromaufwärts gelegenen Abschnitt des Strömungskanales 14 des Kompressors bildet.
Im Betrieb wird ein Teil des durch die großen Gebläseblätter 30 unter Druck gesetzten Strömungsmittels durch die Düse 24 hindurch
ausgestoßen, um einen Vortriebsschub für das Turbogebläsetriebwerk zu liefern, und ein Teil tritt in den Einlaß 16 ein, um
durch die Niederdruck- und Hochdruck-Kompressoreinrichtungen 34
und 12 weiter komprimiert zu werden. Verständlicherweise umfaßt das Turbogebläsetriebwerk gemäß Fig. 1 einen nicht gezeigten
Brenner, um das unter Druck gesetzte Strömungsmittel von der Kompressoreinrichtung 12 aufzunehmen und eine heiße Gasströmung
zu erzeugen, und geeignete, unabhängig voneinander drehbare, in einer Reihe angeordnete Hochdruck- und Niederdruck-Turbineneinrichtungen
(nicht gezeigt), um Energie aus der heißen Gasströmung herauszuziehen und die Rotoren 38 bzw. 28 drehend anzutreiben.
Derartige Anordnungen sind in der Technik allgemein bekannt und demzufolge nicht dargestellt. Da die Rotoren 28 und 38 unab-
109883/1082
hängig voneinander drehbar sind, kann während gewisser Betriebsbedingungen,
wie sie z. B. während einer Drehzahlabnahme des Turbogebläsetriebwerkes auftreten können, die Strömungsgeschwindigkeit
des von de« Niederdruck-Kompressor 3^ ausgestoßenen Druckströmungsmittels
die Strömungsgeschwindigkeit überschreiten, die für den Hochdruckkompressor erforderlich ist. Wenn eine derartige
aerodynamische Pehlanpassung auftritt, kann der daraus resultierende Rückdruck auf den Niederdruckkompressor dessen Wirkungsgrad
nachteilig beeinflussen und einen Strömungsabriß herbeiführen.
Um nun die Strömungsgeschwindigkeit des Druckströmungsmittels, das an die Hochdruck-Kompressoreinrichtung 12 geliefert wird,
an deren Strömungserfordernisse für alle Betriebsbedingungen des Turbogebläsetriebwerkes anpassen zu können, ist ein Umleitvenilmechanismus
40 vorgesehen, um die überschüssige Strömung in den Gebläseführungskanal 22 umzuleiten, damit diese überschüssige
Strömung durch die Düse 24 hindurch austritt. Wie in Pig. I allgemein
gezeigt ist, weist der Umleitventilmechanismus 40 zahlreiche im allgemeinen radial verlaufende, auf dem Umfang mit Abstand
angeordnete Leitkanäle 42, zahlreiche Ventilteile 44, die in und aus einer Stellung heraus bewegbar sind, in der die Umleitkanäle
42 geschlossen und variabel geöffnet sind, und eine Einrichtung 46 auf, um die Ventilteile 44 zu bewegen. %
Jeder Umleitkanal 42 ist in der Weise dargestellt, daß er einen im allgemeinen rechtwinkligen Querschnitt besitzt und einen Einlaß
48, der mit dem Kompressorringraum 14 zwischen den Kompressoren 12 und 34 in Verbindung steht, sowie einen Auslaß 50 aufweist,
der mit dem Gebläseführungskanal 22 in Verbindung steht.
Jeder Ventilteil 44 enthält eine im allgemeinen rechtwinklige
Ventilplatte 51, die an der Gehäusestruktur 10 des Kerntriebwerkes angelenkt iet, wie es bei 52 dargestellt ist, damit sie in
und aus einer Stellung heraus drehbar ist, in der ihr entsprechender
Umleitkanal 42 geschlossen und variabel geöffnet ist.
109883/1082
Wie am besten aus Fig. 2 hervorgeht, ist jede Gelenkverbindung
52 vorzugsweise nahe dem stromaufwärts gelegenen Rand ihres entsprechenden
Ventilteiles 44 und nahe dem Einlaß 48 des ümleitkanales angeordnet. Dabei ist die Ventilplatte 51 vorzugsweise
mit einer geeigneten Innenfläche 5k versehen, um eine im allgemeinen
stromlinienförmige Portsetzung der äußeren Oberfläche 18 des Kanales 14 zu bilden, wenn sich der Ventilteil in seiner geschlossenen
Stellung befindet. Durch eine derartige Anordnung und Ausbildung des Ventilteilee werden Beeinträchtigungen bzw.
Störungen des durch den Kanal 14 hindurchtretenden Druckströmungsmittels und damit verbundene Leistungsverluste stark vermindert
.
Anhand der Figuren 2 und 3 ist die Dreheinrichtung 46 für die entsprechenden Ventilteile mit einem Gleichlaufring 56, der
stromaufwärts von den Ventilteilen 44 angeordnet ist, und zahlreichen Winkelhebelelementen 58 dargestellt. Die Winkelhebelelemente
58 sind zwischen dem Gleichlaufring und den Ventilteilen 44 an der Gehäusestruktur 10 des Kerntriebwerkes drehbar
angebracht, damit sie sich um eine Achse drehen, die im allgemeinen radial zur Längsachse des Triebwerkes oder des Kanales
verläuft. Jedes Winkelhebelelement 58 besitzt einen ersten Arm
62, der von seiner Drehachse stromaufwärts verläuft und nahe seinem entfernten Ende, wie z. B. bei 64, mit dem Gleichlaufring
56 schwenkbar verbunden ist. Ferner weist jedes Winkelhebelelement einen zweiten Hebelarm 66 auf, der sich von seiner Drehachse
atromabwärts erstreckt und über ein geeignetes Verbindungsglied 68 mit dem Ventilteil 44 schwenkbar verbunden ist, so daß
bei einer Drehung des Gleichlaufringes 56 und einer Umsetzung
bzw. Verschiebung entlang der Längsachse des Triebwerkes jeder Ventilteil 44 um seine Gelenkverbindung 52 geschwenkt wird.
In Fig. 3 ist nun eine Einrichtung dargestellt, um den Gleichlaufring
zu drehen. Gemäß dieser Darstellung umfaßt die Einrichtung wenigstens ein Antriebswinkelhebelelement 70 mit einem ersten
Arm 72, der mit dem Gleichlaufring 56 schwenkbar verbunden ist,
109883/1082
und einen zweiten Arm 54, der über ein geeignetes Verbindungsglied
78 mit einer geeigneten fluidischen oder mechanischen Betätigungsvorrichtung 76 schwenkbar verbunden ist.
Wie am besten aus Fig. 2 hervorgeht, weist der Gleichlaufring
einen im allgemeinen C-förmigen Querschnitt auf und bildet eine axial stromabwärts gerichtete Umfangsvertiefung 79» um das entfernte
Ende von jedem Hebelarm 62, 72 mit ausreichendem Radialspiel aufzunehmen, so daß dazwischen eine Radialbewegung möglich
ist, Jede Schwenkverbindung 64 enthält vorzugsweise eine von den Kurbelarmen 62, 72 getragene Kugelverbindung 80, die an dem
QIeichlaufring 56 durch einen radial angeordneten Lagerstift 82
befestigt ist. Dieser ist so bemessen, daß er ein freies radiales Gleiten zwischen der Kugelverbindung und dem Stift 82 erlaubt.
Auf diese Weise nehmen die Kuge!verbindungen 80 eine relative
Drehbewegung zwischen dem Gleichlaufring 56 und den Armen 62, auf, die um die Längsachse jedes Armes herum auftritt, während
die relative Radialbewegung zwischen dem Gleichlaufring 56 und
den Kurbelarmen 62, 72 durch das radiale Gleiten der Kugelverbindungen 80 entlang den radialen Achsen der Lagerstifte 82 aufgenommen
wird.
Der Kurbelarm 66 von jedem Winkelhebelelement 58 ist vorzugsweise
mit einem Halterungsansatz 84 verbunden, der radial außen von jeder Ventilplatte 51 über das Verbindungsglied 68 und die Kugelverbindungen
88 und 90 hinausragt. Dabei verläuft die Hauptschwenkachse der Kugelverbindung 88 im allgemeinen radial zur Längsachse
des Triebwerkes und die Hauptschwenkachse der Kugelverbindung
90 im allgemeinen parallel zur Gelenkverbindung 52·
Auf ähnliche Weise ist der Kurbelarm 74 von jedem Antriebswinkelhebelelement
70 über ein geeignetes Verbindungsglied 78 und Kugelverbindungen 96 und 98 mit einer Kolbenstange 92 der Betätigungseinrichtung
76 verbunden.
109883/1082
Der Gleichlaufring 65 ist vorzugsweise mit,einer zylindrischen
Innenfläche 100 versehen, die gleitend und teleskopartig an einer zylindrischen Laufbahn 102 angreift, die von der Gehäusestruktur 10 des Kerntriebwerkes gebildet wird, um auf diese Weise für
eine Halterung des Gleichlaufringes zu sorgen.
Um die Reibung zwischen dem Gleichlaufring und der zylindrischen
Laufbahn 102 auf ein Minimum herabzusetzen, kann entweder die Laufbahn, die zylindrische Innenfläche 102 oder beide mit einem
für eine geringe Reibung sorgenden Material, wie z.. B. Nylon, Tetrafluoräthylen oder ähnliches überzogen sein.
Wenn es im Betrieb erwünscht ist, eine gegebene Menge Druckluft von dem Strömungsringraum 14 des Kompressors um-bzw. abzuleiten,
dreht die Betätigungseinrichtung 76 über das Verbindungsglied
und die Kugelverbindungen 96, 98 die Winkelhebelelemente 70 entsprechend
den in Fig. 3 dargestellten Relationen im Gegenuhrzeigersinn, um den Gleichlaufring 56 zu drehen und diesen entlang
der zylindrischen Laufbahn 102 zu verschieben. Auf eine derartige Bewegung des Gleichlaufringes 56 hin dreht sich im Gleichlauf
damit jedes Winkelhebelelement 58 im Gegenuhrzeigersinn
(gem. Fig. 3) um seine radiale Achse und bewirkt damit über die Winkelhebelarme 66, das Verbindungsglied 68 und die Kugelverbindungen
88 und 90 eine gleichzeitige Drehung jedes Ventilteiles
44 um seine Schwenkverbindung 52. Dadurch wird jeder Ventilteil '44 in seine geschlossene oder yariabel geöffnete Stellung gebracht
oder aus dieser herausgeführt. Da der Druck stromabwärts von der Niederdruck-Kompressoreinrichtung 34 größer ist als derjenige
innerhalb des Kanales 22 wird stromabwärts von den langen Blättern 30, wenn sich die Ventilteile 44 nicht in ihren Schließstellungen finden, eine ümleitströmung vom Kanal 14 zum Kanal
ausgebildet, wobei die Geschwindigkeit der ümleitströmung proportional
zur Druckdifferenz zwischen den Kanälen 14 und 22 und der Fläche der Ventilöffnung ist. Demzufolge kann durch Verän-.derung
der Dreh- oder öffnungsstellung des Ventilteiles 44 die
109883/1082
Umleitströmungsleistung abgestimmte werden, um die an den Hochdruckkompressor
12 gelieferte Strömungsleistung über die verschiedenen
Betriebsbedingungen des Triebwerkes an die Erfordernisse des Hochdruckkompressors 12 anzupassen.
Indem der Einlaß 48 des ümleitkanales mit einem gewissen Strömungsabstand
sowohl zur Niederdruck- als auch zur Hochdruck-Kompressoreinrichtung
34 und 12 angeordnet ist, wird der Durchflußoder Belastungseffekt auf diese Kompressoren infolge einer Grenzschichtabtrennung
stark herabgesetzt.
109883/1082
Claims (9)
- - ίο -Ansprücheι 1.jUmleiteinrichtung für ein Gasturbinentriebwerk mit einer Ge- ^--^näusestruktur, die zwei unabhängig voneinander drehbare Kompressorrotoren trägt, die zur Druckerzeugung in einem Strömungsmittel in einem ringförmigen Kanal hintereinander angeordnet sind, wobei durch die Umleiteinrichtung ein vorbestimmter und variabler Anteil des durch den einen Kompressorrotor unter Druck gesetzten Strömungsmittels selektiv umleitbar ist, gekennzeichnet durch zahlreiche auf dem Umfang mit Abstand angeordnete Umleitkanäle (42), die durch die Gehäusestruktur (10) hindurch ausgebildet sind und mit dem ringförmigen Kanal (14) in Verbindung stehen, einen Ventilteil (44) für jeden dieser Umleitkanäle (42), der mit der Gehäusestruktur (10) schwenkbar verbunden ist, so daß er in und aus einer den entsprechenden Umleitkanal (42) verschließenden Stellung heraus drehbar ist, und eine Vorrichtung (46) zur Drehung der Ventilteile (44) um ihre Gelenkverbindungen (52), so daß die Verbindung zwischen dem ringförmigen Kanal (14) und den Umleitkanälen (42) verschließbar oder variabel zu öffnen ist.
- 2. Umleiteinrichtung nach Anspruch 1» dadurch gekennzeichnet , daß die Vorrichtung (46) zur Drehung der Ventilteile (44) einen Gleichlaufring (46), der innerhalb der Gehäusestruktur (10) angeordnet ist und im allgemeinen koaxial um den ringförmigen Kanal (14) herumläuft, ein Winkelhebelelement (58) für jeden Ventilteil (44), das an der Gehäusestruktur (10) für eine Drehung um eine im allgemeinen radial zum ringförmigen Kanal (14) verlaufende Achse angebracht ist und einen ersten Arm (62), der (bei 64) mit dem GIeichlaufring (56) schwenkbar verbunden ist, und einen zweiten Arm (66) aufweist, der an dem Ventilteil (44) schwenkbar angelenkt ist, und eine Vorrichtung (70) zur Drehung des Gleichlaufringes (56) umfaßt.109883/1082.- li -
- 3. Umleiteinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Vorrichtung zur Drehung des Gleichlaufringes (56) wenigstens einen Antriebswxnkelhebel (70), der an der Gehäusestruktur (10) für eine Drehung um eine im allgemeinen radial zum ringförmigen Kanal (I1O verlaufende Achse befestigt ist und zwei von der Hebeldrehachse wegragende Arme (72, 74) besitzt, von denen der eine Arm (72) mit dem Gleichlaufring (56) schwenkbar verbunden ist, und eine Betätigungsvorrichtung (76) aufweist, die mit dem anderen Arm (7*0 des Antrxebswxnkelhebels (70) verbunden ist.
- 4. Umleiteinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß zum Teil die Gehäusestruktur (10) eine stromlinienförmige äußere Begrenzung für den ringförmigen Kanal (14) bildet und der Ventilteil (44) in seiner Schließstellung eine im allgemeinen stromlinienförmige Portsetzung der äußeren .Begrenzung ausbildet.
- 5. Umleiteinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß eine von der Gehäusestruktur (10) getragene Laufbahn (102) zur Halterung des Gleichlaufringes (56) vorgesehen ist, der mit einer zylindrischen Innenfläche (100) versehen ist, die gleitend und teleskopartig an der Laufbahn (102) angreift.
- 6. Umleiteinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß jeder Ventilteil (44) eine im allgemeinen rechtwinklige Ventilplatte (51) und einen Halterungsansatz (44) aufweist, der mit der Ventilplatte (51) verbunden ist und von dieser radial nach außen ragt, wobei die Gelenkverbindungen (52) entlang der stromaufwärts gelegenen Ränder ihrer entsprechenden Ventilplatten (51) und nahe ihren entsprechenden Einlassen (48) der Umleitkanäle (42) angeordnet sind, die Vorrichtung (46) zur Drehung der Ventilteile (44) einen Gleichlaufring (56) aufweist, der innerhalb der Gehäusestruktur (10) stromaufwärts von den Umleitkanälen109883/1082(42) angeordnet ist, ein Winkelhebelelement (58) für jeden Ventilteil (44) zwischen dem Gleichlaufring (56) und den Umleitkanälen (42) an der Gehäusestruktur (10) gelagert ist, so daß es um eine im allgemeinen radial zur Längsachse des Strömungskanales des Kerntriebwerkes verlaufende Achse drehbar ist, jedes Winkelhebelelement (58) einen ersten Arm (62), der von der Drehachse des Winkelhebels wegragt und (bei 82) nahe seinem entfernten Ende mit dem Gleichlaufring (56) schwenkbarverbunden ist, und einen zweiten Arm (66) aufweist, der von der Drehachse des Winkelhebels wegragt und nahe seinem entfernten Ende mittels eines Verbindungsgliedes (68) an'seinem entsprechenden Ventilhalterungsansatz (84) angelenkt ist, so daß eine Drehung des Gleichlaufringes (56) um die Längsachse der Kerntriebwerksströmungsbahn eine gleichzeitige Drehung von jedem Ventilteil (44) um seine Gelenkverbindung (52) herum herbeiführt, und daß eine Vorrichtung (76) vorgesehen ist für einen Drehantrieb des Gleichlaufringes (56) um die Längsachse der Kerntriebwerksströmungsbahn.
- 7. Umleiteinrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet , daß die Vorrichtung (76) für einen Drehantrieb des Gleichlaufringes (56) wenigstens einen Antrieb swinkelhebel (70), der für eine Drehung um eine im allgemeinen radial zur Kerntriebwerksströmungsbahn verlaufende Achse an dem Kerntriebwerksgehäuse gelagert ist, wobei der Antriebswinkelhebel (70) zwei Arme (72, 74) aufweist, die von der Drehachse des Antriebswinkelhebels wegragen und von denen der eine Arm (72) nahe seinem entfernten Ende schwenkbar mit dem Gleichlaufring (56) verbunden ist, und eine Betätigungsvorrichtung (76) mit einer Kolbenstange (92) umfaßt, die nahe ihrem entfernten Ende mit dem zweiten Antriebskurbelarm (74) schwenkbar verbunden ist.
- 8. Umleiteinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Gleichlaufring (56) einen im allgemeinen C-förmigen Querschnitt aufweist und eine axial109883/ 1082stromabwärts geöffnete Umfangsvertiefung (79) bildet, die für eine Aufnahme der entfernten Enden der ersten Winkelkurbelarme (62, 72) mit ausreichendem Spiel bemessen ist, so daß dazwischen eine relative Radialbewegung möglich ist, wobei jede Schwenkverbindung für die ersten Arme (62, 72) Kugelverbindungen (80) aufweist, die von den ersten Armen (62, 72) getragen sind und entlang einer radial zur Kerntriebwerksströmung verlaufenden Achse an dem Gleichlaufring (56) gleitend befestigt sind.
- 9. Umleiteinrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß sie gemäß der Beschreibung und den Zeichnungen aufgebaut ist.109883/1082
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US3407170A | 1970-05-04 | 1970-05-04 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2121043A1 true DE2121043A1 (de) | 1972-01-13 |
DE2121043C2 DE2121043C2 (de) | 1981-10-08 |
Family
ID=21874121
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2121043A Expired DE2121043C2 (de) | 1970-05-04 | 1971-04-29 | Luftabblaseinrichtung für ein Gasturbinentriebwerk |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3638428A (de) |
JP (1) | JPS5429644B1 (de) |
BE (1) | BE766616A (de) |
CA (1) | CA940312A (de) |
DE (1) | DE2121043C2 (de) |
FR (1) | FR2088303B1 (de) |
GB (1) | GB1345892A (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2505609A1 (de) * | 1974-02-11 | 1975-08-14 | Snecma | Luftfuehrungseinrichtung fuer ein gasturbinentriebwerk |
DE3015119A1 (de) * | 1979-04-23 | 1980-11-06 | Gen Electric | Betaetigungssystem fuer ein gasturbinentriebwerk |
Families Citing this family (76)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3752597A (en) * | 1971-12-16 | 1973-08-14 | Gen Electric | Flow path deflector for axial flow reversing gas turbine |
US4068471A (en) * | 1975-06-16 | 1978-01-17 | General Electric Company | Variable cycle engine with split fan section |
US4012165A (en) * | 1975-12-08 | 1977-03-15 | United Technologies Corporation | Fan structure |
US4055946A (en) * | 1976-03-29 | 1977-11-01 | United Technologies Corporation | Twin-spool gas turbine power plant with means to spill compressor interstage airflow |
US4102595A (en) * | 1976-10-19 | 1978-07-25 | General Electric Company | Bleed valve control system |
DE2740904A1 (de) * | 1977-09-10 | 1979-03-22 | Motoren Turbinen Union | Vorrichtung zur betaetigung von absperrorganen in gasturbinentriebwerken, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerken |
US4302682A (en) * | 1978-06-22 | 1981-11-24 | Westinghouse Electric Corp. | Ocean thermal energy conversion system |
US4288983A (en) * | 1978-10-19 | 1981-09-15 | United Technologies Corporation | Turbofan engine having core supercharging stage |
GB2088272B (en) * | 1980-12-02 | 1984-03-28 | Chloride Silent Power Ltd | Moulding fibre matrices |
US4791783A (en) * | 1981-11-27 | 1988-12-20 | General Electric Company | Convertible aircraft engine |
US4463552A (en) * | 1981-12-14 | 1984-08-07 | United Technologies Corporation | Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine |
US4569199A (en) * | 1982-09-29 | 1986-02-11 | The Boeing Company | Turboprop engine and method of operating the same |
FR2569783B1 (fr) * | 1984-09-06 | 1986-09-12 | Snecma | Structure d'anneau et dispositif de decharge de compresseur comportant cet anneau |
FR2569785B1 (fr) * | 1984-09-06 | 1986-09-12 | Snecma | Disposit |
US4715779A (en) * | 1984-12-13 | 1987-12-29 | United Technologies Corporation | Bleed valve for axial flow compressor |
US4662817A (en) * | 1985-08-20 | 1987-05-05 | The Garrett Corporation | Apparatus and methods for preventing compressor surge |
US4698964A (en) * | 1985-09-06 | 1987-10-13 | The Boeing Company | Automatic deflector for a jet engine bleed air exhaust system |
US4860537A (en) * | 1986-08-29 | 1989-08-29 | Brandt, Inc. | High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine |
GB8630754D0 (en) * | 1986-12-23 | 1987-02-04 | Rolls Royce Plc | Turbofan gas turbine engine |
US4827713A (en) * | 1987-06-29 | 1989-05-09 | United Technologies Corporation | Stator valve assembly for a rotary machine |
FR2640685B1 (fr) * | 1988-12-15 | 1991-02-08 | Snecma | Vanne de decharge de compresseur de turboreacteur |
FR2649445B1 (fr) * | 1989-07-05 | 1991-10-04 | Snecma | Dispositif de decharge pour moteur de turbine a gaz a double flux |
US5113649A (en) * | 1990-05-11 | 1992-05-19 | General Electric Company | Passive bypass valve assembly |
US5048286A (en) * | 1990-06-29 | 1991-09-17 | General Electric Company | Bypass valve door |
FR2664018B1 (fr) * | 1990-06-29 | 1993-08-13 | Gen Electric | Systeme de vanne de derivation. |
US5134843A (en) * | 1990-10-10 | 1992-08-04 | General Electric Company | Telemetry carrier ring and support |
US5236393A (en) * | 1991-08-28 | 1993-08-17 | Metal Industries, Inc. | Bypass damper in series-type ventilation fan |
GB2259328B (en) * | 1991-09-03 | 1995-07-19 | Gen Electric | Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter |
US5269135A (en) * | 1991-10-28 | 1993-12-14 | General Electric Company | Gas turbine engine fan cooled heat exchanger |
US5380151A (en) * | 1993-10-13 | 1995-01-10 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Axially opening cylindrical bleed valve |
US5477673A (en) * | 1994-08-10 | 1995-12-26 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Handling bleed valve |
US6048171A (en) | 1997-09-09 | 2000-04-11 | United Technologies Corporation | Bleed valve system |
DE19907907A1 (de) * | 1999-02-24 | 2000-08-31 | Abb Alstom Power Ch Ag | Mehrstufiger Turboverdichter |
DE19959596A1 (de) * | 1999-12-10 | 2001-06-13 | Rolls Royce Deutschland | Abblaseventil eines Verdichters, insbesondere für ein Zweistrahl-Flugtriebwerk |
DE10042933A1 (de) * | 2000-08-31 | 2002-03-14 | Rolls Royce Deutschland | Vorrichtung zum Kühlen des Gehäuses einer Fluggasturbine |
US6742324B2 (en) * | 2002-09-13 | 2004-06-01 | General Electric Company | Methods and apparatus for supporting variable bypass valve systems |
US6802691B2 (en) * | 2002-11-19 | 2004-10-12 | United Technologies Corporation | Maintainable compressor stability bleed system |
EP1799989A4 (de) * | 2004-10-07 | 2014-07-09 | Gkn Aerospace Sweden Ab | Gasturbinenzwischenstruktur und die zwischenstruktur umfassender gasturbinenmotor |
US7434405B2 (en) * | 2005-05-31 | 2008-10-14 | United Technologies Corporation | Bleed diffuser for gas turbine engine |
GB2473578B (en) * | 2006-01-20 | 2011-08-03 | Rolls Royce Power Eng | Gas turbine engine system |
EP2019914A4 (de) * | 2006-05-04 | 2013-08-14 | Volvo Aero Corp | Vorrichtung zum schwenken mindestens eines schwenkbaren elements in einem turbomotor |
DE102006040757A1 (de) * | 2006-08-31 | 2008-04-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluidrückführung im Trennkörper von Strömungsarbeitsmaschinen mit Nebenstromkonfiguration |
US8480350B2 (en) | 2006-10-12 | 2013-07-09 | United Technologies Corporation | Turbofan engine with variable bypass nozzle exit area and method of operation |
FR2912466A1 (fr) | 2007-02-12 | 2008-08-15 | Snecma Sa | Dispositif de decharge pour un turboreacteur,et turboreacteur le comportant |
US7870741B2 (en) * | 2007-05-25 | 2011-01-18 | General Electric Company | Turbine engine valve assembly and method of assembling the same |
FR2920134B1 (fr) * | 2007-08-20 | 2010-02-26 | Aircelle Sa | Nacelle equipee d'au moins une trappe de surpression |
US8371806B2 (en) * | 2007-10-03 | 2013-02-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having core auxiliary duct passage |
FR2936559B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2013-11-22 | Snecma | Systeme de commande d'equipements a geometrie variable d'une turbomachine faisant partie de corps differents. |
FR2960611B1 (fr) * | 2010-05-27 | 2013-04-12 | Snecma | Bielle angulee et turbomachine a double flux comportant une telle bielle angulee |
US20120070271A1 (en) | 2010-09-21 | 2012-03-22 | Urban Justin R | Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events |
US8602717B2 (en) | 2010-10-28 | 2013-12-10 | United Technologies Corporation | Compression system for turbomachine heat exchanger |
US8935926B2 (en) | 2010-10-28 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Centrifugal compressor with bleed flow splitter for a gas turbine engine |
US8777793B2 (en) | 2011-04-27 | 2014-07-15 | United Technologies Corporation | Fan drive planetary gear system integrated carrier and torque frame |
FR2976022B1 (fr) * | 2011-05-31 | 2015-05-22 | Snecma | Turbomachine a vannes de decharge localisees au niveau du carter intermediaire |
US8919784B2 (en) * | 2011-06-29 | 2014-12-30 | United Technologies Corporation | Fan duct blocker actuation tab seal |
US9038366B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-05-26 | United Technologies Corporation | LPC flowpath shape with gas turbine engine shaft bearing configuration |
US8402741B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US8863491B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US10400629B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US9091209B2 (en) | 2012-06-20 | 2015-07-28 | United Technologies Corporation | Four bar bracket |
US9062603B2 (en) | 2012-06-20 | 2015-06-23 | United Technologies Corporation | Four bar drive mechanism for bleed system |
US9518513B2 (en) * | 2012-10-12 | 2016-12-13 | General Electric Company | Gas turbine engine two degree of freedom variable bleed valve for ice extraction |
US9982598B2 (en) | 2012-10-22 | 2018-05-29 | General Electric Company | Gas turbine engine variable bleed valve for ice extraction |
WO2014160486A1 (en) * | 2013-03-13 | 2014-10-02 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Compact actuation system for a gas turbine engine exhaust nozzle |
US9623354B2 (en) | 2013-11-21 | 2017-04-18 | General Electric Company | System for extracting matter through variable bleed valves in turbines |
US10287992B2 (en) | 2015-08-26 | 2019-05-14 | General Electric Company | Gas turbine engine hybrid variable bleed valve |
US11391298B2 (en) | 2015-10-07 | 2022-07-19 | General Electric Company | Engine having variable pitch outlet guide vanes |
US10208676B2 (en) | 2016-03-29 | 2019-02-19 | General Electric Company | Gas turbine engine dual sealing cylindrical variable bleed valve |
US10233845B2 (en) * | 2016-10-07 | 2019-03-19 | General Electric Company | Bleed valve assembly for a gas turbine engine |
US10830179B2 (en) * | 2017-03-01 | 2020-11-10 | General Electric Company | Variable bleed valve door assembly and system for gas turbine engines |
US10830438B2 (en) * | 2017-10-12 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Modulated combustor bypass |
US10794272B2 (en) * | 2018-02-19 | 2020-10-06 | General Electric Company | Axial and centrifugal compressor |
FR3083577B1 (fr) * | 2018-07-06 | 2021-05-07 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine pour aeronef comportant une pluralite de vannes de decharge variable et procede de commande |
FR3095005B1 (fr) * | 2019-04-09 | 2021-03-19 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine pour un aeronef |
FR3096083B1 (fr) * | 2019-05-16 | 2021-04-16 | Safran Aircraft Engines | Procédé et dispositif d’estimation et d’utilisation d’une zone morte d’une vanne de turbomachine |
US20230228219A1 (en) * | 2022-01-18 | 2023-07-20 | General Electric Company | Bleed valve assemblies |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3091080A (en) * | 1958-10-27 | 1963-05-28 | United Aircraft Corp | Control system for afterburning gas turbine engine |
US3240012A (en) * | 1960-03-16 | 1966-03-15 | Nathan C Price | Turbo-jet powerplant |
DE1403090A1 (de) * | 1958-08-05 | 1968-10-17 | Rolls Royce | Ringfoermiges Ventil |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1192929A (fr) * | 1957-04-04 | 1959-10-29 | Perfectionnements apportés aux machines rotatives de compression des fluides et leurs applications | |
US3030006A (en) * | 1958-05-27 | 1962-04-17 | United Aircraft Corp | Circumferential bleed valve |
US3057541A (en) * | 1958-06-03 | 1962-10-09 | United Aircraft Corp | Circumferential bleed valve |
US3094270A (en) * | 1958-08-05 | 1963-06-18 | Rolls Royce | Annular valve device |
FR1232667A (fr) * | 1958-08-05 | 1960-10-11 | Rolls Royce | Soupape annulaire |
US3344606A (en) * | 1961-09-27 | 1967-10-03 | United Aircraft Corp | Recover bleed air turbojet |
-
1970
- 1970-05-04 US US34071A patent/US3638428A/en not_active Expired - Lifetime
-
1971
- 1971-03-16 CA CA107,820A patent/CA940312A/en not_active Expired
- 1971-04-29 DE DE2121043A patent/DE2121043C2/de not_active Expired
- 1971-05-01 JP JP2859971A patent/JPS5429644B1/ja active Pending
- 1971-05-03 FR FR7115746A patent/FR2088303B1/fr not_active Expired
- 1971-05-03 BE BE766616A patent/BE766616A/xx unknown
- 1971-05-04 GB GB1288171*[A patent/GB1345892A/en not_active Expired
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1403090A1 (de) * | 1958-08-05 | 1968-10-17 | Rolls Royce | Ringfoermiges Ventil |
US3091080A (en) * | 1958-10-27 | 1963-05-28 | United Aircraft Corp | Control system for afterburning gas turbine engine |
US3240012A (en) * | 1960-03-16 | 1966-03-15 | Nathan C Price | Turbo-jet powerplant |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2505609A1 (de) * | 1974-02-11 | 1975-08-14 | Snecma | Luftfuehrungseinrichtung fuer ein gasturbinentriebwerk |
DE3015119A1 (de) * | 1979-04-23 | 1980-11-06 | Gen Electric | Betaetigungssystem fuer ein gasturbinentriebwerk |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2121043C2 (de) | 1981-10-08 |
GB1345892A (en) | 1974-02-06 |
JPS5429644B1 (de) | 1979-09-25 |
US3638428A (en) | 1972-02-01 |
FR2088303A1 (de) | 1972-01-07 |
BE766616A (fr) | 1971-10-01 |
FR2088303B1 (de) | 1975-02-21 |
CA940312A (en) | 1974-01-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2121043A1 (de) | Umleitventilmechanismus | |
DE3012027C2 (de) | ||
DE2731721C2 (de) | ||
DE2626406C2 (de) | Gasturbinentriebwerk mit variablem Zyklus | |
DE2626405C2 (de) | ||
DE2645349C3 (de) | Gasturbinen-Triebwerksanlage für Flugzeuge | |
DE3206209A1 (de) | "luftsteuervorrichtung fuer ein gasturbinentriebwerk | |
DE4100404C2 (de) | ||
DE4100427A1 (de) | Bypass-ventilvorrichtung | |
DE2247400B1 (de) | Vorrichtung zum Abblasen von verdichteter Luft aus einem Verdichter eines Gasturbinenstrahltriebwerks | |
DE1940062C3 (de) | Schubumkehreinrichtung für ein Strahltriebwerk | |
DE3015119A1 (de) | Betaetigungssystem fuer ein gasturbinentriebwerk | |
DE1190799B (de) | Einrichtung zur Umkehr der Schubrichtung fuer kombinierte Turbo-Staustrahltriebwerke | |
DE2314140A1 (de) | Propellerturbinen-luftstrahltriebwerk | |
DE3508723A1 (de) | Schubsteuerungseinrichtung | |
DE2154481A1 (de) | Lufteinlaß für Gasturbinenstrahltriebwerke | |
DE2834860A1 (de) | Verstellbarer stroemungsteiler fuer stroemungsmaschinen, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerke | |
DE2132494A1 (de) | Antriebssystem fuer Senkrechtstart | |
DE1481639B1 (de) | Schubumkehrvorrichtung fuer Strahltriebwerke | |
DE1287366B (de) | Mantelstrom-Gasturbinenstrahltriebwerk | |
DE1526823A1 (de) | Konvergente-divergente Duesenstrahlaustrittsduese fuer UEberschallbetrieb | |
DE2004021A1 (de) | Stroemungssteuerventil | |
DE2261025A1 (de) | Mantelstromgasturbinenstrahltriebwerk | |
WO2017097665A1 (de) | Fluggasturbine mit variabler austrittsdüse eines nebenstromkanals | |
DE2230781C3 (de) | Turboverdichter mit Rekuperationsturbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OD | Request for examination | ||
8120 | Willingness to grant licences paragraph 23 | ||
D2 | Grant after examination |