DE3447717C2 - Axial durchströmtes Bläsertriebwerk - Google Patents
Axial durchströmtes BläsertriebwerkInfo
- Publication number
- DE3447717C2 DE3447717C2 DE3447717A DE3447717A DE3447717C2 DE 3447717 C2 DE3447717 C2 DE 3447717C2 DE 3447717 A DE3447717 A DE 3447717A DE 3447717 A DE3447717 A DE 3447717A DE 3447717 C2 DE3447717 C2 DE 3447717C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- air
- heat exchanger
- cavity
- buffer
- pressure
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
- 239000000872 buffer Substances 0.000 claims description 42
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 42
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims description 10
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 5
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 43
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 25
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 21
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 10
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 9
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 9
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 5
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 5
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 4
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000010791 quenching Methods 0.000 description 3
- 230000000171 quenching effect Effects 0.000 description 3
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 2
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000000314 lubricant Substances 0.000 description 1
- 239000010687 lubricating oil Substances 0.000 description 1
- 210000004072 lung Anatomy 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
- 238000013022 venting Methods 0.000 description 1
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
- F01D25/18—Lubricating arrangements
- F01D25/183—Sealing means
-
- 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
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
- F01D25/125—Cooling of bearings
-
- 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
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
-
- 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
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
- F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C19/00—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement
- F16C19/22—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement with bearing rollers essentially of the same size in one or more circular rows, e.g. needle bearings
- F16C19/24—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement with bearing rollers essentially of the same size in one or more circular rows, e.g. needle bearings for radial load mainly
- F16C19/26—Bearings with rolling contact, for exclusively rotary movement with bearing rollers essentially of the same size in one or more circular rows, e.g. needle bearings for radial load mainly with a single row of rollers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C2360/00—Engines or pumps
- F16C2360/23—Gas turbine engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
- F16C37/00—Cooling of bearings
- F16C37/007—Cooling of bearings of rolling bearings
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S165/00—Heat exchange
- Y10S165/908—Fluid jets
Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein axial durchströmtes Bläsertriebwerk
nach dem Oberbegriff von Patentanspruch 1 und
betrifft insbesondere eine Vorrichtung mit deren Hilfe es mög
lich ist, heiße Druckluft einer Laufschaufelanordnung über
einen Strömungskanal zuzuführen, welcher nahe an einer Lager
kammer vorbeiführt. Die vorliegende Erfindung ist für axial
durchströmte Gasturbinenanlagen entwickelt worden und kann
auch auf anderen Gebieten angewandt werden.
Eine axial durchströmte Gasturbinenanlage weist einen Verdichter
teil, einen Brennerteil und einen Turbinenteil auf. Ein Strö
mungskanal für die Arbeitsgase erstreckt sich axial durch die
Teile der Gasturbinenanlage. Wenn die Gase längs des Strömungs
kanals fließen, werden die Gase im Verdichterteil verdichtet
und im Brennerteil mit Brennstoff verbrannt, um den Gasen
Energie zuzuführen. Die heißen Druckgase werden im Turbinen
teil entspannt, um Nutzarbeit und Schub zu erzeugen.
Ein Läufer im Turbinenteil hat eine Läuferanordnung, um aus
den heißen Druckgasen Nutzarbeit gewinnen zu können. Die
Läuferanordnung weist mindestens eine zweistufige Laufschau
felanordnung auf. Der Läufer hat eine Läuferwelle, welche die
se Stufen mit einer anderen Läuferanordnung im Verdichterteil
verbindet, um dem Verdichterteil Energie zum Verdichten der
Arbeitsgase zuzuführen. Ein Stator oder ortsfestes Gehäuse er
streckt sich in axialer Richtung über die Gasturbinenanlage,
um den Läufer zu umgeben und den Läufer über ein Lager ab
zustützen, das gewöhnlich in einer Lagerkammer angeordnet ist.
Die Lagerkammer ist in einem inneren Hohlraum der Gasturbinen
anlage angeordnet.
Da die Arbeitstemperaturen und Arbeitsdrücke der Anlage bei
modernen Triebwerken zugenommen haben, ist es notwendig ge
worden, unter Druck stehende Kühlluft den Läuferstufen einer
Turbine zuzuführen, die sehr nahe am Austrittsbereich des Bren
nerteils liegen.
Ein günstiger Strömungskanal für die Zufuhr von Kühlluft zur
zweiten Läuferanordnung führt durch den inneren Hohlraum,
welcher die Lagerkammer enthält. Kühlluft, deren Druck für
eine Verwendung im Turbinenteil hoch genug ist, wird von einer
hinteren Stufe des Verdichters abgezogen. Die Temperatur der
Luft ist gering im Vergleich zum Turbinenteil, was gut für
die Kühlung ist. Die Temperatur der Luft ist jedoch hoch
im Vergleich zum Innenraum der Lagerkammer. Da der für den
Turbinenteil erforderliche Druck hoch ist, hat diese "Kühl
luft" in der Lagerkammer Schwierigkeiten verursacht. Die heiße
Luft erzwingt ihren Weg hinter die Dichtungen in der Lagerkam
mer. Der Leckstrom der heißen Druckgase hinter die Dichtungen
in die Lagerkammer ist oft mit ernsten, thermischen Nöten
verbunden, die von kleinen Taschen oder Nestern mit einer
Selbstzündung in der Nähe des Dichtungsbereiches herrühren.
Wie sich herausstellt, kann die Schwierigkeit ernster thermi
scher Nöte bei bestehenden Lagerkammern dadurch vermieden wer
den, daß die Lagerkammern auf einen sehr niedrigen Druck ent
lüftet werden. Das Entlüften ist jedoch nicht mehr durchführ
bar, da die bekannten Dichteinrichtungen in der Lagerkammer
nicht in der Lage sind, ihre Unversehrtheit angesichts eines
großen Druckunterschieds aufrecht zu erhalten, der bei den
gegenwärtigen Triebwerken vorhanden sein muß, um dem Turbinen
teil Kühlluft mit dem richtigen Druck zuführen zu können.
Ein Kühlen der gesamten Luft, die durch den inneren Luftraum
fließt, könnte dieses Problem unter der Voraussetzung lösen,
daß der Druck auf geeigneten Werten gehalten wird. Dies ist
jedoch aufgrund des großen Nachteils nicht möglich, welcher
mit dem Kühlen dieser Luft im Hinblick auf schmarotzerhafte
Antriebskraft und nicht verfügbarer Energie verbunden ist.
Die Wissenschafter und Ingenieure sind daher auf der Suche
nach Verfahren, mit welchen heiße Druckluft einer Läufer
anordnung über den inneren Hohlraum in einer Weise und mit
einem Aufbau zugeführt werden kann, welcher ernste, thermi
sche Nöte in der Nähe der Lagerkammern vermeidet.
Die DE-OS 20 08 209 zeigt ein axial durchströmtes Bläsertrieb
werk. Ein Lager ist zum Abstützen der Läuferanordnung in dem
Hohlraum unterhalb einer Strebe zwischen dem Brennkammergehäuse
und dem Rotor in einer Lagerkammer angeordnet. Von einer
Niedrigdruckverdichterstufe wird Verdichterluft von einer
stromaufwärts liegenden Druckkammer zu einer Druckkammer
geleitet, welche der Lagerkammer benachbart ist. Diese Luft
dringt durch Dichtungen in die Lagerkammer ein, und der Druck in
der Lagerkammer wird durch die Entlüftung der Lagerkammer über
eine Leitung zu einem stromaufwärts liegenden Niederdrucksumpf
auf einem geringen Wert gehalten. Die unter niedrigem Druck
stehende Kühlluft verdünnt möglicherweise eindringende heiße
Hochdruckluft, um eine Entzündung zu verhindern. Diese Anordnung
hat den Nachteil, daß ein verhältnismäßig hoher Bedarf an
Verdichterluft zum Verdünnen der in den Hohlraum eintretenden
heißen Hochdruckluft besteht.
Die DE-OS 28 35 903 offenbart ein axial durchströmtes Bläser
triebwerk gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Hochverdichtete
Luft von einer Hochdruckverdichterstufe strömt als Kühlluft durch
einen inneren Hohlraum, in dem sich eine Lagerkammer befindet,
zu dem Turbinenabschnitt des Triebwerks. Damit sich nicht das
Lagerschmieröl an Abdichtungen zwischen Lagerkammer und Rotor
welle infolge der hochverdichteten heißen Luft örtlich entzünden
kann, wird die gesamte Turbinenkühlluft in dem Hohlraum des
Triebwerks unterhalb der Selbstentzündungstemperatur zwischen
gekühlt, bevor sie der Turbine zugeleitet wird.
Das offenbarte Triebwerk hat den Nachteil, daß eine wesentliche
Luftmenge zur Zwischenkühlung der Turbinenkühlluft erforderlich
ist. Dadurch wird der Triebwerkswirkungsgrad wesentlich herab
gesetzt.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, die im Ober
begriff des Patentanspruchs 1 angegebene Vorrichtung so aus zu
gestalten, daß die Entzündung des Lageröls in dem Bereich der
Abdichtung der Lagerkammer vermieden wird, ohne den Turbinen
wirkungsgrad dadurch wesentlich herabzusetzen.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß mit den Merkmalen des
Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung
sind in den abhängigen Ansprüchen offenbart.
Gemäß der Erfindung wird eine kleine Luftmenge vom Kerntrieb
werksströmungskanal abgezogen und einem Wärmetauscher zugeführt,
der mit dem Bypass-Strömungskanal in Strömungsverbindung steht.
Die abgezogene
Luftmenge wird im Wärmetauscher gekühlt und der Lagerkammer
des Triebwerkes zugeführt, in welcher die Luft verwendet wird,
um einen Luftvorhang mit niedriger Temperatur und hohem Druck
in der Nähe der Dichtungseinrichtung der Lagerkammer auszu
bilden.
Bei einer Ausführungsform der Erfindung weist eine Gasturbinen
anlage einen Wärmetauscher auf, der im Bläserteil angeordnet
ist und in Strömungsverbindung mit den Hohlräumen in der Nähe
der Dichteinrichtungen in einer Lagerkammer steht.
Bei einer anderen Ausführungsform gemäß der Erfindung ist der
Wärmetauscher im Bläserteil eine Tragflügelstrebe, die sich
radial quer über den Strömungskanal des Arbeitsmediums er
streckt. Der Wärmetauscher weist Prallrohre für die auftreffen
den heißen Gase im Inneren der Tragflügelfläche auf, um die
Gase zu kühlen.
Ein Hauptmerkmal der vorliegenden Erfindung ist eine Lager
kammer mit einem ersten Pufferraum und einem zweiten Puffer
raum in der Nähe der Dichteinrichtungen der Lagerkammer.
Ein anderes Merkmal der vorliegenden Erfindung ist ein Wärme
tauscher, der mit den Arbeitsgasen vom Bläserteil des Trieb
werks in Strömungsverbindung steht. Bei einer Ausführungsform
ist der Wärmetauscher im Bläserteil des Triebwerks angeordnet.
Der Wärmetauscher steht über eine Leitung mit einer Hochdruck
quelle im Strömungskanal des Arbeitsmediums und mit den Puffer
räumen in der Lagerkammer in Strömungsverbindung. Ein ande
res Merkmal der Erfindung ist ein Wärmetauscher, der ein Druck
gefäß ist. Der Wärmetauscher hat einen Tragflügel, der ein
erstes Druckgefäß bildet und Prallrohre im ersten Druckgefäß
aufweist. Die Prallrohre bilden ein zweites Druckgefäß für die
auf den Wänden des Tragflügels auftreffende Luft. Ein Prall
rohr ist in der Nähe der Vorderkante angeordnet, so daß Luft
auf die Innenflächen des Tragflügels in der Nähe der Außen
flächen auftrifft, welche die dünnste Grenzschicht auf dem
Tragflügel haben.
Ein Hauptvorteil der vorliegenden Erfindung liegt darin, daß
Kühlluft mit hohem Druck und hoher Temperatur durch einen Be
reich geführt werden kann, welcher in der Nähe einer Lager
kammer liegt. Ein weiterer Vorteil ist die Einwirkung auf
den Wirkungsgrad des Kühlsystems für die Lagerkammer.
Der Energieverbrauch des Kühlsystems ist aufgrund der kleinen
Menge an Kühlluft minimal, die für den Puffer für die Lager
kammer benötigt wird. Ein Vorteil ist das Gewicht des Druck
gefäßes, das von der gekrümmten Tragflügelgestalt und der
Verwendung der Prallkühlung herrührt, um die Masse des Wärme
tauschers wirkungsvoll zu nutzen, um die hohen Drücke auf
recht zu erhalten und die heißen Gase zu kühlen. Ein weiterer
Vorteil ist die Anordnung des Wärmetauschers, welcher die
Schwierigkeiten vermeidet, die durch einen Leckstrom der heißen
Gase aus dem Wärmetauscher in einen Hohlraum des Triebwerks
verursacht werden.
Die vorstehenden Merkmale und Vorteile der vorliegenden
Erfindung gehen aus der nachfolgenden Beschreibung der besten
Möglichkeit zur Verwirklichung der Erfindung näher hervor.
Die Erfindung wird anhand von Zeichnungen näher erläutert.
In den Zeichnungen zeigen:
Fig. 1 eine Seitenansicht auf ein Zweikreis-Turbinen-
Luftstrahltriebwerk (ZTL-Triebwerk), wobei be
stimmte innere Teile des Triebwerks mit ge
strichelten Linien und die Strömungskanäle mit
Pfeilen dargestellt sind,
Fig. 2 einen Querschnitt durch einen Abschnitt des Ver
dichterteils, des Brennerteils und des Trubinen
teils des Triebwerks mit der Darstellung einer
ersten Ausführungsform gemäß der Erfindung und einer
zweiten Ausführungsform mit gestrichelten Linien,
Fig. 3 einen vergrößerten Querschnitt eines Teils des
in Fig. 2 gezeigten Triebwerks mit der Darstel
lung einer dritten Ausführungsform,
Fig. 4 einen Querschnitt durch eine Abwandlungsform des
in Fig. 2 mit gestrichelten Linien gezeigten Auf
baus,
Fig. 5 einen Querschnitt durch einen Druckgefäß-Wärme
tauscher, der im Bläserteil des Triebwerks ange
ordnet ist,
Fig. 6 einen Querschnitt längs der Linie 6-6 in Fig. 5,
Fig. 7 eine graphische Darstellung der Zeit für die Zünd
verzögerung (Zeitcharakteristik der Selbst
zündung) über der Temperatur des Öl/Luftgemisches
als eine Funktion von einigen verschiedenen Drücken.
Die Fig. 1 zeigt eine Seitenansicht eines Zweikreis-Turbinen-
Luftstrahltriebwerks 10 (ZTL-Triebwerk), das auch als Bläser
triebwerk (Turbofan) bezeichnet wird. Das Triebwerk weist
eine Drehachse Ar auf. Das Triebwerk besitzt einen Bläserteil
12, einen Verdichterteil 14, einen Brennerteil 16 und einen
Turbinenteil 18. Ein ringförmiger Strömungskanal 22 für das
primäre, gasförmige Arbeitsmedium erstreckt sich axial durch
diese Teile des Triebwerks. Ein ringförmiger Strömungskanal
24 für das sekundäre, gasförmige Arbeitsmedium liegt radial
außerhalb des primären Strömungskanals für das Arbeitsgas.
Der sekundäre Strömungskanal 24 erstreckt sich axial durch den
Bläserteil des Triebwerks.
Wie aus der Darstellung mit den gestrichelten Linien hervorgeht,
erstreckt sich eine Stator- oder Gehäuseanordnung 26 axial
über das Triebwerk, um die Strömungskanäle für die Arbeits
medien zu begrenzen und die drehenden Teile, wie die Läufer
anordnung 28 abzustützen. Die Läuferanordnung begrenzt den
Strömungskanal 22 des Arbeitsmediums und erstreckt sich axial
durch den Verdichterteil und den Turbinenteil des Triebwerks.
Die Läuferanordnung hat Läuferstufen mit Laufschaufeln, die
sich radial nach außen quer über den Strömungskanal des Ar
beitsmediums erstrecken, wie dies durch die hinterste Lauf
schaufel 30 im Verdichterteil und durch die Laufschaufeln 32
und 34 der ersten und zweiten Stufe im Turbinenteil dargestellt
ist.
Eine axial verlaufende Läuferwelle 36 verbindet die hinterste
Läuferstufe im Verdichterteil mit den ersten beiden Stufen
Turbinenteil. Ein nicht dargestelltes Lager ist zwischen
der Statoranordnung und der Läuferwelle vorgesehen, um die
Welle abzustützen. Ein Lagergehäuse 38 erstreckt sich längs des
Umfanges um die Läuferwelle, um das Lager in einer Lagerkammer
40 unterzubringen. Ein ringförmiger Hohlraum 42 außerhalb der
Läuferwelle schafft den Raum, um die Lagerkammer unterzubrin
gen.
Ein Strömungskanal 44 für Kühlluft für die zweite Läuferstufe
34 des Turbinenteils verläuft axial durch den ringförmigen Hohl
raum 42. Ein Kühlsystem 46, welches die Lagerkammer mit Druck
luft versorgt, weist einen Wärmetauscher 48 auf, der im
Bläserteil des Triebwerks angeordnet ist. Eine erste Leitung
52 für heiße Druckluft führt von einer hinteren Stufe des
Hochdruckverdichters zum Wärmetauscher. Eine zweite Leitung
54 für kalte Druckluft führt vom Wärmetauscher zur Lagerkammer 40.
Ein Teil der Leitung 54 im Bereich der Lagerkammer 40 ist
aus Gründen der Klarheit weggebrochen.
Die Fig. 2 zeigt einen vergrößerten Querschnitt eines Abschnitts
des Verdichterteils 14, des Brennerteils 16 und des Turbinen
teils 18. Die erste Leitung 52 und die zweite Leitung 54 sind
aus Gründen der Klarheit weggebrochen.
Die Statoranordnung 26 weist ein Außengehäuse 56 auf, das rings
um die Drehachse Ar verläuft. Ein inneres Diffusorgehäuse
58 erstreckt sich vom Außengehäuse radial nach innen. Das
innere Diffusorgehäuse unterteilt den Innenraum des Triebwerks
in den inneren, ringförmigen Hohlraum 42 und einen äußeren ring
förmigen Hohlraum 62. Eine ringförmige Brennkammer 64 erstreckt
sich rings um den Umfang, um eine Brennzone für den Brennstoff
im äußeren Hohlraum 62 zu begrenzen. Der primäre Strömungskanal
22 für die heißen Arbeitsgase erstreckt sich von der hintersten
Laufradstufe 28 des Verdichters 14 nach hinten durch die Brenn
kammer und von dort zum Hochdruckteil der Turbine. Im Turbinen
teil geht der Strömungskanal durch die erste Laufradstufe 32
und die nicht dargestellte zweite Laufradstufe 34 hindurch.
Eine ringförmige Stützstrebe 66 verläuft vom inneren Diffusor
gehäuse radial nach innen quer über den inneren, ringförmigen
Hohlraum 42 und den Strömungskanal 44 für die Kühlluft. Ein
Lager 68 ist in der Lagerkammer zwischen der Stützstrebe und
der Läuferwelle 36 angeordnet. Das Lagergehäuse 38 erstreckt
sich längs des Umfanges rings um das Lager, um das Lager
zu schützen und Schmiermittel zurückzuhalten, die auf das
Lager in der Lagerkammer gespritzt werden. Das Lagergehäuse 38
weist ein Gehäuse 70 auf, das längs des Umfanges um das Lager
verläuft. Ein erster Schutzschirm 72 und ein zweiter Schutz
schirm 74 sind vom Gehäuse 70 in axialem Abstand angeordnet
und lassen einen ersten ringförmigen Verteilerraum 76 und einen
zweiten ringförmigen Verteilerraum 78 dazwischen frei. Ein
Hitzeschirm 82 und ein Hitzeschirm 84 sind von den ersten und
zweiten Schutzschirmen 72 und 74 in axialem Abstand angeordnet,
um einen toten Luftraum dazwischen freizulassen.
Die ersten und zweiten ringförmigen Verteilerräume 76 und 78
weisen Öffnungen 86 und 88 auf, um kalte Druckluft aus der
Leitung 54 zu empfangen. Die Leitung 54 mündet in ein erstes
Rohr 92 und ein zweites Rohr 94, die mit den Öffnungen 86 und
88 in Strömungsverbindung stehen.
Eine andere Ausführungsform 96 ist in Fig. 2 mit gestrichelten
Linien dargestellt und anhand von Fig. 4 näher erläutert.
Diese Abwandlungsform weist eine Leitung 54 nicht auf, um
kalte Druckluft in die Lagerkammer zu bringen. Die Läuferwelle
36 hat anstelle dafür eine radial verlaufende Fläche 98, welche
den inneren, ringförmigen Hohlraum 42 begrenzt. Die Drehung
der Läuferwelle 36 um die Drehachse mit einer Drehzahl über
9000 Umdrehungen pro Minute beschleunigt die Luft im ringförmigen
Hohlraum 42 auf Geschwindigkeiten, die über 30,5 m/sec. (100
Fuß pro Sekunde) liegen. Das Strömungsmuster 100 der Arbeits
gase im ringförmigen Hohlraum 42 erzeugt einen Bereich mit
hohem Druck P+ und einen Bereich mit niedrigem Druck P-.
Die Fig. 3 zeigt eine Abwandlungsform des Lagergehäuses. Diese
Ausführungsform weist ein Lagergehäuse auf, das eine Vielzahl
von Rohren 108 hat, die mit der zweiten Leitung 54 in Strömungs
verbindung stehen. Jedes Rohr 108 ist mit dem ersten, ring
förmigen Verteilerraum 76 und dem zweiten, ringförmigen Ver
teilerraum 78 verbunden. Eine Prallplatte 112 verläuft längs
des Umfanges im ersten, ringförmigen Verteilerraum 76. Die
Prallplatte hat ein erstes Ende 114, das gegen den ersten
Schutzschirm 72 gedrückt ist. Die Prallplatte 112 hat ferner
ein zweites Ende 116 in der Nähe des Rohres 108. Örtliche
Abstandsvorsprünge 118 halten die Prallplatte in Abstand
vom Schutzschirm 72 und lassen einen Zuführbereich 122 dazwischen
frei. Der Zuführbereich steht am zweiten Ende mit der Vielzahl
der Rohre 108 für die kalte Druckluft in Strömungsverbindung.
Die Abstandsvorsprünge 118 halten die Prallplatte auch in Ab
stand vom ringförmigen Schutzschirm 74 und lassen einen Prall
bereich 124 dazwischen frei. Eine Vielzahl von Löchern 126
führt durch die Prallplatte, um den Zuführbereich mit dem
Prallbereich in Strömungsverbindung zu bringen. Eine zweite
Prallplatte 112 kann im zweiten, ringförmigen Verteilerraum
78 angeordnet sein. Die gleichen Bezugszahlen beziehen sich
auf Teile der zweiten Prallplatte, welche die gleichen Eigen
schaften der Teile der ersten Prallplatte haben.
Das Lagergehäuse hat ein erstes Ende 128 und ein zweites Ende
130. Eine erste Dichtungseinrichtung 131 ist am ersten Ende
128 und eine zweite Dichtungseinrichtung 132 ist am zweiten
Ende 130 angeordnet. Das Lagergehäuse ist am ersten Ende in
radialem Abstand von der Läuferanordnung angeordnet, so daß
ein erster, ringförmiger Pufferraum 133 in der Nähe der ersten
Dichtungseinrichtung dazwischen frei bleibt. Das Lagergehäuse
ist auch am zweiten Ende in radialem Abstand von der Läufer
anordnung angeordnet, so daß ein zweiter, ringförmiger Puffer
raum 134 in der Nähe der zweiten Dichtungseinrichtung 132
dazwischen frei bleibt. Jeder Pufferraum steht mit der Leitung
54 über einen zugeordneten Verteilerraum und eine Vielzahl von
Löchern 135 in Strömungsverbindung, die längs des Umfanges
im Gehäuse in Abstand angeordnet sind. Die Leitung 54 kann
auch entsprechend der Darstellung mit gestrichelten Linien
die Kühlluft direkt zu den Pufferräumen über eine Vielzahl von
Rohren 108 bringen.
Bei der dargestellten Ausführungsform begrenzt die erste Dich
tungseinrichtung 131 einen Teil des ersten Pufferraumes, wäh
rend die zweite Dichtungseinrichtung 132 einen Teil des
zweiten Pufferraumes begrenzt.
Jede Dichtungseinrichtung weist einen Stützteil 136 und einen
Dichtungsring 138 aus Kohlenstoff auf, der mit einer nicht
dargestellten Feder gegen ein benachbartes Läuferteil, wie die
Dichtplatte 142 gedrückt wird. Ein Dichtelement 144 erstreckt
sich rings um die Läuferwelle 36 und ist an der Läuferwelle
36 befestigt. Das Dichtelement 144 weist eine um den Umfang
verlaufende Messerschneide 146 auf, die vom Dichtelement radial
nach außen absteht und in unmittelbare Nähe eines Teils des
Gehäuses, wie des Hitzeschirms 82 oder 84 reicht.
Der Innenraum der Lagerkammer wird mit Öl versorgt, um das Lager
68 zu schmieren. Das Öl wird über eine nicht dargestellte Zu
fuhrleitung zugeführt, welche das Öl auf das Lager sprüht.
Das Öl dient zum Kühlen des Lagers und hat eine Temperatur,
die weit unter der Temperatur des inneren Hohlraumes ist.
Eine nicht dargestellte Rücklaufleitung zieht das Öl vom Boden
der Lagerkammer ab und führt das Öl in einem Kreislauf zu
einem Wärmetauscher, der in einer Wärmeübertragungsbeziehung
mit dem Brennstoff des Triebwerks steht. Es kann noch eine
zusätzliche Ölquelle vorgesehen sein, die beispielsweise durch
die Sprührohre 156 und 158 verwirklicht ist. Diese Sprührohre
haben Löcher 160, um das Öl auf die Innenflächen der Gehäuse
zu sprühen, die in der Nähe der Prallbereiche 124 liegen. Die
Sprührohre sprühen das Öl auch auf andere Innenflächen der Ge
häuse in der Nähe der Bereiche, die eine besondere Kühlung be
nötigen.
Die Fig. 4 zeigt eine Abwandlungsform, die bereits bei der
Abhandlung der Fig. 2 erwähnt worden ist. Die Abwandlungs
form gemäß Fig. 4 weist ein Gehäuse auf, das eine Vielzahl
von ersten Lufthutzen 102 und eine Vielzahl von zweiten Luft
hutzen 104 besitzt, die mit der ankommenden Strömung ausge
richtet sind, um Luft einzufangen und aus dem zweiten Bereich
P+ des ringförmigen Hohlraumes 42 abzuziehen und den ring
förmigen Verteilerräumen 76 und 78 zuzuführen. Wenn die Luft
in die Verteilerräume eintritt, hat sie einen Druck, der
höher als der Druck im Bereich P- ist.
Die Fig. 5 zeigt einen vergrößerten Querschnitt des Wärme
tauschers 48. Der Wärmetauscher verläuft radial quer über den
sekundären Strömungskanal 24 des Arbeitsmediums. Der Wärme
tauscher hat eine Tragflügelform, welche durch den Tragflügel
teil 164 gebildet ist. Ein Fußabschnitt 166 weist eine längs
der Profilsehne verlaufende Fußwand 168 auf. Eine erste Leitung
172 in der Fußwand verbindet den Wärmetauscher mit einer
Quelle eines heißen Druckgases über die erste Leitung 52. Die
Leitung 52 steht mit der hintersten Stufe des Hochdruckver
dichters in Verbindung. Die durch diese Leitung fließenden
Gase haben einen Druck, der 14 bar (Pd = 14 bar) überschrei
tet. Die Temperatur der durch diese Leitung fließenden Gase
liegt weit über 430°C. Eine zweite Leitung 174 verbindet den
Wärmetauscher über die Fußwand mit einer Auslaßleitung, wie bei
spielsweise der zweiten Leitung 54. Die Auslaßleitung steht
mit den ringförmigen Pufferräumen 133, 134 in der Nähe des
Lagerraums des Triebwerks in Verbindung.
Der Tragflügelteil weist eine Vorderkante 176, eine Hinter
kante 178 und eine erste Seitenwand 182 auf. Eine zweite Seiten
wand 184 ist mit der ersten Seitenwand an der Vorderkante
und der Hinterkante verbunden. Die zweite Seitenwand ist in
Abstand von der ersten Seitenwand angeordnet, um einen da
zwischenliegenden Hohlraum 186 zu bilden. Eine Kopfwand 188
erstreckt sich längs der Profilsehne zwischen der ersten Seiten
wand und der zweiten Seitenwand.
Eine erste Trennwand 192 geht von der Fußwand 168 aus und
verläuft in Richtung der Spannweite, um den Hohlraum 186
in einen vorderen Abschnitt 194 und einen hinteren Abschnitt
196 zu unterteilen. Die erste Trennwand hat von der Kopfwand
einen Abstand und läßt einen Umlenkkanal 198 dazwischen frei.
Der hintere Abschnitt 196 steht mit der Auslaßleitung 174 in
Verbindung.
Eine Vielzahl von zweiten Trennwänden 202 ist im vorderen Ab
schnitt 194 des Hohlraumes 186 angeordnet. Die zweiten Trenn
wände verlaufen längs der Spannweite und halten in Richtung
der Profilsehne einen gegenseitigen Abstand ein, so daß eine
Vielzahl von Kanälen 204 dazwischen freibleibt, die in Richtung
der Spannweite verlaufen. Einer der Kanäle 204 liegt im Be
reich der Vorderkante 176. Eine Vielzahl von Prallrohren 206
ist im vorderen Abschnitt 194 des Tragflügels angeordnet.
Jedes Prallrohr ist in einem zugehörigen Kanal 204 angeordnet.
Jedes Prallrohr 206 hat einen Innenraum 208, welcher mit der
Leitung 52 für die heißen Druckgase in Verbindung steht.
Eine Vielzahl von Löchern 210 durchdringt die Wände der Prall
rohre, um die Prallströmung gegen die Seitenwände des Trag
flügels zu richten. Beim Prallrohr im Bereich der Vorderkante
wird die Prallströmung gegen die Vorderkante des Tragflügels
gerichtet. Bei anderen Bauformen kann die heiße Luft direkt
gegen die Trennwände 202 gerichtet werden.
Jedes Prallrohr 206 ist in Richtung der Profilsehne von den
Trennwänden 202 und von den Seitenwänden 182 und 184 durch
örtliche Abstandsvorsprünge 212 in Abstand angeordnet, so daß
ein Prallspalt G dazwischen freibleibt. Der Prallspalt verläuft
in Richtung der Spannweite, um einen ringförmigen Strömungs
kanal 214 um jedes Prallrohr 206 zu bilden. Der ringförmige
Strömungskanal 214 steht mit dem Umlenkkanal 198 in Verbindung.
Die Fig. 6 zeigt einen vergrößerten Querschnitt durch den
Wärmetauscher 48 längs der Linie 6-6 in Fig. 5. In Fig. 6
ist die Beziehung der Prallrohre 206 zu den Seitenwänden 182,
184 und den Trennwänden 202 gezeigt. Wie aus der Zeichnung
hervorgeht, verlaufen die örtlichen Abstandsvorsprünge 212
von den Seitenwänden und den Trennwänden zu den Prallrohren,
um den ringförmigen Strömungskanal 214 zu bilden.
Die Fig. 7 zeigt eine graphische Darstellung der Zeit für die
Zündverzögerung in Millisekunden (Zeitcharakteristik der
Selbstzündung) eines Öl-/Luftgemisches als eine Funktion der
Temperatur in Grad Celsius. Wie aus dem Diagramm hervorgeht,
nimmt die Zeitcharakteristik der Selbstzündung mit steigender
Temperatur und steigendem Druck ab.
Während des Betriebes der Gasturbinenanlage 10 fließt das gas
förmige Arbeitsmedium durch den primären Strömungskanal 22 und
den sekundären Strömungskanal 24. Wenn die Gase durch den
primären Strömungskanal fließen, werden die Gase im Bläser
teil und im Verdichterteil verdichtet und im Brennerteil mit
Brennstoff verbrannt, um den Gasen durch Erhitzen Energie zu
zuführen. Die heißen Druckgase werden durch den Turbinenteil
hindurchgeführt, um einen Schub zu erzeugen und Nutzarbeit zu
leisten, indem die Läuferanordnung um ihre Drehachse Ar ge
dreht wird. Die Temperatur dieser Gase kann 1100°C erreichen,
während der Druck dieser Gase 14 bar überschreiten kann.
Der Kranz der kühlbaren Laufschaufeln, die sich quer über den
Strömungskanal des Arbeitsmediums erstrecken, wie beispiels
weise die Laufschaufeln 32 und 34 werden von den heißen Ar
beitsgasen umspült und nehmen Wärme von den Gasen auf. Die
Laufschaufeln werden gekühlt, indem unter Druck stehende Kühl
luft durch die Laufschaufeln hindurchgeschickt und in den Strö
mungskanal des Arbeitsmediums eingeleitet wird. Die Kühlluft
wird auf einen hohen Druck gebracht, welcher die hohen Drücke
der Arbeitsgase im Strömungskanal des Hochdruckteils der Tur
bine überschreitet. Eine geeignete Kühlluftquelle für ein Kühlen
der Laufschaufeln unter Druck im Hochdruckteil der Turbine ist
der Austrittsbereich der hintersten Läuferstufe 30 im Hochdruck
teil des Verdichters.
Unter Druck stehende Kühlluft wird über den Strömungskanal C₁
der ersten Läuferstufe des Turbinenteils zugeführt. Die Kühl
luft für die zweite Läuferstufe des Turbinenteils hat einen
Druck, der etwas niedriger als der Druck in der ersten Läufer
stufe des Turbinenteils ist, aber immer noch sehr hoch ist,
da die zweite Läuferstufe des Turbinenteils im Strömungskanal
nahe an der letzten Stufe des Hochdruckteils des Verdichters
liegt. Die Läuferstufe 30 des Verdichterteils ist auch eine zu
friedenstellende Kühlluftquelle für die zweite Läuferstufe 34
des Turbinenteils. Die Kühlluft wird aus dem primären Strömungs
kanal abgezweigt und dem inneren, ringförmigen Hohlraum 42
längs des Strömungskanals 44 zugeführt. Die Kühlluft fließt am
Lagergehäuse vorbei und durch die Bohrung der ersten Läufer
stufe 32 zur zweiten Läuferstufe 34 des Turbinenteils. Obgleich
die unter hohem Druck stehende Luft eine bescheidene Kühlung
der Laufschaufeln bewirkt (was daran zu sehen ist, daß die
Temperaturen des Gaskanals 1100°C erreichen) und obwohl der
Gasdruck etwas niedriger als der Luftdruck ist, liegt die Tem
peratur der Luft über 430°C, während der Druck der Luft 14 bar
überschreitet.
Mit Rücksicht auf den Innenraum der Lagerkammer 40, die bei
Temperaturen unter 200°C und bei Drücken arbeitet, die viel
niedriger als der Druck im ringförmigen Hohlraum 42 sind,
ist die durch den Strömungskanal 44 fließende Luft eine heiße,
unter hohem Druck stehende Luft.
Die Wirksamkeit der ersten Dichtungseinrichtung 131 und der
zweiten Dichtungseinrichtung 132 nimmt rasch ab, wenn der an
den Dichtungseinrichtungen wirksame Druckunterschied 7 bar
zu überschreiten beginnt. Die Lagerkammer wird daher auf einem
Druck gehalten, der über 7 bar liegt, um zu gewährleisten,
daß der an den Dichtungseinrichtungen wirksame Druckunterschied
7 bar nicht überschreitet. Wie aus Fig. 7 hervorgeht, führt ein
Leckstrom der Luft längs eines Leckweges L₁ oder L₂ in das Öl-/
Luftgemisch in der Lagerkammer bei einer Temperatur von 430°C
zu einer Selbstzündung innerhalb von 100 Millisekunden nach
dem Eintritt der Luft in die Lagerkammer, vorausgesetzt, daß
die Leckluft nicht mit der kühleren Umgebung der Lagerkammer
gemischt werden kann, die etwa eine Temperatur von 150°C hat.
Bei bestimmten Betriebsbedingungen des Triebwerks, beispiels
weise bei einem Start auf Meereshöhe kann die Temperatur der
Luft im inneren, ringförmigen Hohlraum 42 bis auf 480°C an
steigen. In diesem Fall liegt die Zeit für eine Selbstzündung
in der Größenordnung von 5 Millisekunden.
Deshalb werden bestimmte Bereiche des Triebwerks in der Nähe
der Dichtungseinrichtungen 131 und 132 mit Luft versorgt,
die eine niedrigere Temperatur hat. So wird beispielsweise da
für gesorgt, daß der erste Pufferraum 133 und der zweite Puffer
raum 134 mit einer Luftquelle in Verbindung stehen, die einen
statischen Druck hat, der höher als der örtliche statische Druck
der Luft im inneren ringförmigen Hohlraum in der Nähe der Dich
tungseinrichtung ist, um zu verhindern, daß die Luft im inneren
ringförmigen Hohlraum in die Dichtungseinrichtungen fließt. Die
Pufferluft wird mit einem ausreichenden Durchsatz herangeführt,
so daß die gesamte Leckluft von der Druckluftquelle zugeführt
wird und die Luft auf einen Wert gekühlt wird, der eine
Selbstzündung verhindert, wenn Leckluft in die Lagerkammer ein
dringt. In dieser Hinsicht besteht die vorsichtigste Betriebs
weise darin, die Zeit der Selbstzündung, d. h. die Charakteristik
der Selbstzündung der Leckluft zu bestimmen. Als nächstes
ist die größte Zeitspanne zu bestimmen, wie lange sich die
Leckluft in der Lagerkammer aufhält, bevor sie vollständig
mit dem eine niedrigere Temperatur aufweisenden Luft-/Ölge
misch in der Lagerkammer vermischt ist. Das heißt, es ist die
Charakteristik der Abschreckzeit zu bestimmen. Dann ist die
Pufferluft zu kühlen, bis die Druckluft eine Zeitcharakteristik
für die Selbstzündung hat, die größer als die Zeitcharakte
ristik für das Abschrecken ist. Eine noch vorsichtigere
Betriebsweise liegt darin, davon auszugehen, daß die Zeit für
das vollständige Mischen die kürzeste Verweilzeit der Luft in
der Lagerkammer ist, und daß die Zeit für das vollständige
Mischen vom Durchsatz des Luft-/Ölgemisches durch die Lager
kammer abhängt. Die Zeit in der Lagerkammer ist die Verweil
zeitcharakteristik der Lagerkammer.
Wenn daher diese Betriebsweise angewandt wird, bei welcher die
Lagerkammer 40 in einer heißen, unter hohem Druck stehenden Um
gebung betrieben werden kann, wird einem Pufferbereich, wie
beispielsweise den Pufferräumen 133 und 134 Druckluft mit
einem statischen Druck zugeführt, der größer als der örtliche,
statische Druck im inneren, ringförmigen Hohlraum 42 ist.
Die zugeführte Druckluft hat eine Temperatur, die ausreichend
niedrig ist, so daß die Zeitcharakteristik für die Selbstzündung
der zugeführten Pufferluft größer ist als die Zeitcharakteristik
zum Abschrecken oder die Verweilzeitcharakteristik der Luft,
wenn Leckluft in die Lagerkammer über Leckwege, wie beispiels
weise durch die Leckwege L₁ und L₂ eindringt.
Eine Quelle der Druckluft ist der Hochdruckteil des Verdichters
des Triebwerks. Die Luft hat jedoch eine erhöhte Temperatur.
Wie aus den Ausführungsformen hervorgeht, die in den Fig.
1, 2 und 3 gezeigt sind, wird ein Teil der hochverdichteten
Luft vom Verdichter abgezogen. Die Luft wird mit einem Durch
satz abgezogen, der zumindest den Leckstrom an der ersten Dich
tungseinrichtung und an der zweiten Dichtungseinrichtung be
friedigt, wenn die Luft den Pufferräumen zugeführt wird. Der
vom Strömungskanal des Verdichters abgezogene Luftanteil wird
über eine Leitung 52 dem Wärmetauscher 48 zugeführt. Die heiße
Druckluft tritt in den Wärmetauscher ein. Der Wärmetauscher
nutzt den hohen Druck der Luft aus, indem die Luft den Prall
rohren 206 zugeführt und dafür gesorgt wird, daß der Luftstrom
auf die Seitenwände und auf die Vorderkante 176 des Wärmetau
schers in der Gestalt eines Tragflügels aufprallt. Der auf
prallende Luftstrom erhöht den Wärmeübergang durch Leitung und
Konvektion erheblich und ist eine wirksame Maßnahme, um die
Luft durch den Wärmeübergang von der Luft auf die Wände des
Wärmetauschers zu kühlen. Die Nebenstromluft des Bläserteils,
welche über die Außenflächen des Tragflügels 176 streicht,
nimmt Wärme von den Gasen auf, wodurch der Energiegehalt der
Luft zunimmt, wenn die Luft ausgeblasen wird, um dem Triebwerk
einen Sekundärschub zu erteilen. Ein besonderer Vorteil dieser
Art des Wärmetauschers liegt in der dünnen Grenzschicht, die
im Bereich der Vorderkante des Tragflügels und im vorderen
Abschnitt der Seitenwände vorliegt. Die dünne Grenzschicht ge
stattet einen turbulenten Wärmeübergang zwischen den Seiten
wänden und der Bläserluft. Ein ähnlicher Prallrohr-Wärmetau
scher könnte an der Seite des Kanals angeordnet werden, wie
dies in gestrichelten Linien durch den Wärmetauscher 48 gezeigt
ist. In einem derartigen Fall würde eine Wand des Wärmetauschers
in direkter Wärmeübertragungsbeziehung mit dem vorbei strömenden,
gasförmigen Arbeitsmedium stehen. Ein Wärmetauscher könnte auch
die heiße, unter hohem Druck stehende Luft für eine Wärme
übertragung durch Konvektion ausnutzen, indem der hohe Druck
verwendet wird, um Luft durch ringförmige Kanäle mit einem
großen hydraulischen Durchmesser, wie beispielsweise durch
die Kanäle 214 hindurchzudrücken.
Der Druckunterschied zwischen dem Wärmetauscher 48 und dessen
Umgebung überschreitet 14 bar. Dies macht es notwendig, daß
der Wärmetauscher sowohl als Wärmetauscher als auch als
Druckgefäß wirkt. Ein Vorteil in dieser Hinsicht wird durch
die gekrümmten Seitenwände des Wärmetauschers erreicht, welche
dem Druck mit Zugbeanspruchungen (Seitenwand 182) und Druck
belastungen widerstehen. Diese gekrümmten Wände werden in Ver
bindung mit starren, stegartigen Platten verwendet, die sich
zwischen den Wänden erstrecken. Die steigartigen Platten sind
beispielsweise die Trennwände 192 und 202. Die Trennwände
erfüllen daher zwei Aufgaben, einerseits führen sie den Luft
strom innerhalb des Wärmetauschers und andererseits halten
sie den Wärmetauscher zusammen.
Die Prallrohre erfüllen ebenfalls zwei Aufgaben. Sie geben dem
Tragflügel die Möglichkeit, Druckgas aufzunehmen. Erstens ist
festzuhalten, daß die Prallrohre den Prallstrom führen und
die Kanäle für einen konvektiven Wärmeübergang bilden. Zweitens
ist festzuhalten, daß die Prallrohre als inneres Druckgefäß
dienen, um die Druckluft im äußeren Druckgefäß aufzunehmen,
das durch die Seitenwände 182 und 184 gebildet wird. Ein weiterer
Vorteil für die Verwendung des Bläserkanals als ein Ort für
das Kühlen der heißen Druckgase besteht darin, daß brenn
bare Dämpfe nicht vorhanden sind. Für den Fall, daß die Zufuhr
leitung 52 oder der Wärmetauscher 48 ein Leck bekommen, wer
den die Leckgase, welche die Gefahr einer kleinen Selbstzündungs
charakteristik haben, vom Arbeitsgas im sekundären Strömungs
kanal weggespült und aus dem Triebwerk ausgestoßen.
Wenn der Wärmetauscher 48 die Luft gekühlt hat, wird die ge
kühlte Luft über die zweite Leitung 54 in den Innenraum des
Triebwerks zurückgeführt. Die gekühlte Luft kann einerseits
direkt dem ersten und zweiten Pufferraum 133, 134 zugeführt
werden, wie dies in gestrichelten Linien in Fig. 3 gezeigt
ist. Die gekühlte Luft kann andererseits auch dem ersten, ring
förmigen Verteilerraum 76 und dem zweiten, ringförmigen Verteiler
raum 78 zugeführt und von dort dem ersten Pufferraum und dem
zweiten Pufferraum zugeleitet werden. Wenn die Luft durch die
Verteilerräume fließt, wird Wärme an den Innenraum der Lager
kammer abgegeben, wodurch die Luft weiter gekühlt wird, bevor
sie die Pufferräume erreicht. Wie aus Fig. 3 hervorgeht, er
fährt die Luft dadurch eine weitere Kühlung, daß die Luft durch
die Prallplatten 112 auf den Flächen des Gehäuses 70 aufprallt.
Das Kühlen der Luft wird ferner noch dadurch unterstützt, daß
das Öl aus den Sprührohren 156 und 158 auf das Gehäuse ge
sprüht wird. Versuche haben gezeigt, daß die Temperatur der
Pufferluft auch ohne Prallplatte und ohne ein Ölsprühen auf
weniger als 370°C allein durch die Verwendung des Wärmetauschers
im Bläserkanal gesenkt werden kann.
Die Luftmenge, die den Pufferräumen zumindest in einem Umfang
zugeführt wird, der ausreicht, um den Leckverlust der Luft
durch die Leckwege L₁, L₂ und L₃ zu ersetzen, ist im Ver
gleich zu Bauformen klein, die große Luftvolumina verwenden,
um den Innenraum der Lagerkammer 40 zu spülen oder die ganze
Kammer vollständig zu puffern. Nichtsdestoweniger ist diese
Pufferluft eine Luft, die aus dem Strömungskanal des Arbeits
mediums abgezweigt und einem Strömungskanal zugeführt wird,
der keine Nutzarbeit leistet. Obgleich der Wärmetauscher im
Bläserkanal klein ist und eine aerodynamische Form hat, stellt
der Wärmetauscher einen Störkörper im aerodynamischen Strömungs
kanal 24 des Triebwerks dar.
Die in Fig. 2 mit gestrichelten Linien und in Fig. 4 mit aus
gezogenen Linien dargestellte Lagerkammer 40 ist nicht mit
einem Wärmetauscher verbunden, der außerhalb des Strömungs
kanals des Arbeitsmediums angeordnet ist. Es werden auch keine
zusätzlichen Gase direkt aus dem Strömungskanal des Arbeits
mediums abgezogen. Anstelle dafür wird ein Teil der heißen
Kühlluft aus dem Inneren, ringförmigen Hohlraum 42 aus dem
Hochdruckbereich P+ des ringförmigen Hohlraums mit Hilfe der
Lufthutzen 102 und 104 abgezweigt. Die Lufthutzen wandeln
einen wesentlichen Teil des Geschwindigkeitsdruckes der Luft
und damit einen wesentlichen Teil des gesamten Druckes der Luft
in einen statischen Druck um. Die Luft aus dem inneren, ring
förmigen Hohlraum 42 wird daher wie die Luft bei den Ausführungs
beispielen nach den Fig. 1-3 den ringförmigen Verteilerräumen
76, 78 und anschließend den Pufferräumen 133, 134 zugeführt.
Die Pufferluft kann wie bei den Ausführungsbeispielen nach den
Fig. 1-3 durch Prallplatten 112 und durch Öl gesteigert
werden, das auf die Oberfläche des Gehäuses in der Nähe der
Prallbereiche 124 aufgespritzt wird. Versuche haben gezeigt,
daß die Pufferluft eine zufriedenstellende Kühlwirkung hat,
wenn die Luft aus dem ringförmigen Hohlraum 42 in den ring
förmigen Verteilerraum ohne eine Prallplatte und ohne besondere
Rohre fließt, welche Öl auf die Innenfläche des Gehäuses sprühen.
Die thermische Kapazität der Lagerkammer ist groß im Verhältnis
zur Wärmemenge, die der Luft entzogen wird, die zu den Puffer
räumen fließt. Die thermische Kapazität der Lagerkammer ist
auch groß im Verhältnis zur Wärmemenge, die von der Luft auf
genommen wird, die von den Pufferräumen über den ersten Leck
weg L₁ und den zweiten Leckweg L₂ fließt. Das Kühlen der Puffer
luft führt daher nur zu einer geringen Zunahme der Öltemperatur.
Das Kühlen der Pufferluft führt daher nicht zu einer Herab
setzung dieser Ausgestaltung des Triebwerks. Diese Wärme kann
an den Brennstoff abgegeben werden, der über einen Brennstoff-/Öl
kühler der Brennkammer zugeführt wird. Auf diese Weise wird
die Wärme wieder in den Strömungskanal des Arbeitsmediums zurück
geführt.
Obgleich die Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele
beschrieben worden ist, liegt es für einen Durchschnitts
fachmann auf der Hand, daß verschiedene Änderungen in der Form
und Einzelgestaltung der Erfindung vorgenommen werden können,
ohne vom Geist und Umfang der Erfindung abzuweichen.
Claims (5)
1. Axial durchströmtes Bläsertriebwerk mit einem Bläserteil
(12), einem Verdichterteil (14), einem Turbinenteil (18),
einem durch den Verdichterteil (14) verlaufenden Kerntrieb
werksströmungskanal (22), einem durch den Bläserteil (12)
verlaufenden Bypass-Strömungskanal (24), einer Läuferanord
nung (28), einer von der Läuferanordnung (28) in Abstand
angeordneten Statoranordnung (26), einem inneren Hohlraum
(42) in der Nähe der Läuferanordnung (28), der Bestandteil
eines Strömungsweges zur Zuführung von Kühlluft von dem
Verdichterteil (14) zu dem Turbinenteil (18) ist,
einem Lager (68) zum Abstützen der Läuferanordnung (28), das in dem Hohlraum (42) angeordnet ist, wobei sich das Lager (68) in einer Lagerkammer (40) befindet, die vom Hohlraum (42) durch ein Lagergehäuse (38) getrennt ist,
einem Wärmetauscher (48) in dem Bypass-Strömungskanal (24) und einer Luftabzapfleitung (52) zwischen einer Hochdruck stufe des Verdichterteils und dem Wärmetauscher (48),
dadurch gekennzeichnet, daß mindestens an einem Ende des Lagergehäuses (38) eine Dichtung (131) zwischen der Lager kammer (40) und dem Hohlraum (42) und in der Nähe der Dichtung (131) ein Pufferraum (133) vorgesehen ist, der über einen ersten Leckweg (L₁, L₂) mit der Lagerkammer (40) und über einen zweiten Leckweg (L₃) mit dem Hohlraum (42) in Verbindung steht, und daß der Wärmetauscher (48) über eine Pufferzuführleitung (54) mit dem Pufferraum (133) verbunden ist, um dem Pufferraum (133) gekühlte Luft mit einer geringeren Temperatur als die Temperatur der Kühlluft im Hohlraum und unter höherem Druck als der Druck in dem Hohlraum (42) in der Nähe des Pufferraums zuzuführen.
einem Lager (68) zum Abstützen der Läuferanordnung (28), das in dem Hohlraum (42) angeordnet ist, wobei sich das Lager (68) in einer Lagerkammer (40) befindet, die vom Hohlraum (42) durch ein Lagergehäuse (38) getrennt ist,
einem Wärmetauscher (48) in dem Bypass-Strömungskanal (24) und einer Luftabzapfleitung (52) zwischen einer Hochdruck stufe des Verdichterteils und dem Wärmetauscher (48),
dadurch gekennzeichnet, daß mindestens an einem Ende des Lagergehäuses (38) eine Dichtung (131) zwischen der Lager kammer (40) und dem Hohlraum (42) und in der Nähe der Dichtung (131) ein Pufferraum (133) vorgesehen ist, der über einen ersten Leckweg (L₁, L₂) mit der Lagerkammer (40) und über einen zweiten Leckweg (L₃) mit dem Hohlraum (42) in Verbindung steht, und daß der Wärmetauscher (48) über eine Pufferzuführleitung (54) mit dem Pufferraum (133) verbunden ist, um dem Pufferraum (133) gekühlte Luft mit einer geringeren Temperatur als die Temperatur der Kühlluft im Hohlraum und unter höherem Druck als der Druck in dem Hohlraum (42) in der Nähe des Pufferraums zuzuführen.
2. Bläsertriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß ein Schutzschirm (72, 74) mit Abstand um das Gehäuse (70)
und ein Hitzeschirm (82, 84) mit Abstand um den
Schutzschirm (72, 74) angeordnet ist, wobei zwischen dem
Schutzschirm (72, 74) und dem Hitzeschirm (82, 84) ein
toter Luftraum gebildet ist, und die Pufferluftzuführ
einrichtung in die Pufferräume (133, 134) in einen Ver
teilerraum (76, 78) zwischen dem Gehäuse (70) und dem
Schutzschirm (72, 74) mündet, der mit den Pufferräumen in
Verbindung steht.
3. Bläsertriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Wärmetauscher (48) derart im Bläserkanal angeordnet
ist, daß zumindestens eine Wand des Wärmetauschers in der
Nähe des Bypass-Strömungskanals (24) liegt, und daß die
warme Luft aus dem Verdichterteil (14) durch Kanäle in
einen Bläserkanal-Tragflügel (164), um eine Kühlung der
Luft durch Konvektion zu erreichen, wenn die Wärme der Luft
über die Wand in der Nähe des Bypass-Strömungskanals (24)
entzogen und der Luft im Bypass-Strömungskanal (24)
zugeführt wird.
4. Bläsertriebwerk nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,
daß der Bläserkanal-Tragflügel (164) eine Strebe ist, die
sich radial quer über den Bypass-Strömungskanal (24)
erstreckt und eine Vorderkante (176), eine Hinterkante
(178), eine erste Seitenwand (182) und eine zweite Seiten
wand (184) aufweist, die an der Vorderkante (176) und an
der Hinterkante (178) mit der ersten Seitenwand (182)
verbunden ist, wobei ein Hohlraum (186) dazwischen frei
bleibt, der ein Druckgefäß zur Aufnahme von warmer Druck
luft aus dem Verdichterteil (14) bildet, und daß ein
zweites Druckgefäß im ersten Druckgefäß angeordnet ist,
dessen Innenraum mit der warmen Druckluft in Strömungs
verbindung steht, um die warme Druckluft auf den Bereich
der Vorderkante (176) der Strebe auftreffen zu lassen.
5. Bläsertriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet,
daß das zweite Druckgefäß durch eine Vielzahl von Prall
rohren (206) gebildet ist, und daß die Strebe (164) einen
Fußteil (166) aufweist, über den die Abzapfleitung (52) an
das zweite Druckgefäß und die Zuführleitung (54) an das
erste Druckgefäß angeschlossen sind.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/564,995 US4542623A (en) | 1983-12-23 | 1983-12-23 | Air cooler for providing buffer air to a bearing compartment |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3447717A1 DE3447717A1 (de) | 1985-07-04 |
DE3447717C2 true DE3447717C2 (de) | 1998-02-12 |
Family
ID=24256768
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3447717A Expired - Lifetime DE3447717C2 (de) | 1983-12-23 | 1984-12-21 | Axial durchströmtes Bläsertriebwerk |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4542623A (de) |
JP (1) | JPS60142021A (de) |
DE (1) | DE3447717C2 (de) |
FR (1) | FR2557207B1 (de) |
GB (1) | GB2152589B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE10019437A1 (de) * | 2000-04-19 | 2001-12-20 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen der Gehäuse von Turbinen von Strahltriebwerken |
Families Citing this family (60)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4697981A (en) * | 1984-12-13 | 1987-10-06 | United Technologies Corporation | Rotor thrust balancing |
DE3514352A1 (de) * | 1985-04-20 | 1986-10-23 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Gasturbinentriebwerk mit einrichtungen zur abzweigung von verdichterluft zur kuehlung von heissteilen |
US4991394A (en) * | 1989-04-03 | 1991-02-12 | Allied-Signal Inc. | High performance turbine engine |
US5003773A (en) * | 1989-06-23 | 1991-04-02 | United Technologies Corporation | Bypass conduit for gas turbine engine |
US5203163A (en) * | 1990-08-01 | 1993-04-20 | General Electric Company | Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air |
US5269133A (en) * | 1991-06-18 | 1993-12-14 | General Electric Company | Heat exchanger for cooling a gas turbine |
GB2263946A (en) * | 1992-02-04 | 1993-08-11 | Bmw Rolls Royce Gmbh | An arrangement for supplying cooling air to a gas turbine casing. |
DE4213023A1 (de) * | 1992-04-21 | 1993-10-28 | Asea Brown Boveri | Verfahren zum Betrieb eines Gasturbogruppe |
CH687269A5 (de) * | 1993-04-08 | 1996-10-31 | Abb Management Ag | Gasturbogruppe. |
FR2708669B1 (fr) * | 1993-08-05 | 1995-09-08 | Snecma | Système de ventilation des disques et du stator de turbine d'un turboréacteur. |
US5415478A (en) * | 1994-05-17 | 1995-05-16 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Annular bearing compartment |
DE4435322B4 (de) * | 1994-10-01 | 2005-05-04 | Alstom | Verfahren und Vorrichtung zur Wellendichtung und zur Kühlung auf der Abgasseite einer axialdurchströmten Gasturbine |
DE19524732A1 (de) * | 1995-07-07 | 1997-01-09 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Lagerkammer-Anordnung für eine Gasturbinen-Welle |
US5622438A (en) * | 1995-07-12 | 1997-04-22 | United Technologies Corporation | Fire resistant bearing compartment cover |
US6799112B1 (en) * | 2003-10-03 | 2004-09-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
US7458202B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-12-02 | General Electric Company | Lubrication system for a counter-rotating turbine engine and method of assembling same |
US7287384B2 (en) * | 2004-12-13 | 2007-10-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Bearing chamber pressurization system |
US7435052B2 (en) * | 2005-05-20 | 2008-10-14 | Honeywell International Inc. | Shaft oil purge system |
US7861536B2 (en) * | 2006-03-27 | 2011-01-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Ejector controlled twin air source gas turbine pressurizing air system |
US7591631B2 (en) | 2006-06-30 | 2009-09-22 | United Technologies Corporation | Flow delivery system for seals |
US7658060B2 (en) * | 2006-07-19 | 2010-02-09 | United Technologies Corporation | Lubricant cooling exchanger dual intake duct |
CN101688763B (zh) * | 2007-04-11 | 2014-08-20 | 贝洱两合公司 | 热交换器 |
US20080303360A1 (en) * | 2007-06-11 | 2008-12-11 | Hewlett-Packard Development Company L.P. | Insulated bearing motor assembly |
US8230957B2 (en) * | 2008-01-30 | 2012-07-31 | Deere & Company | Flow-inducing baffle for engine compartment ventilation |
US8215895B2 (en) * | 2008-03-03 | 2012-07-10 | Rolls-Royce Corporation | Vapor phase lubrication system |
US8240974B2 (en) * | 2008-03-21 | 2012-08-14 | United Technologies Corporation | Cold air buffer supply tube |
US8192151B2 (en) * | 2009-04-29 | 2012-06-05 | General Electric Company | Turbine engine having cooling gland |
US8997500B2 (en) * | 2010-02-19 | 2015-04-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine oil buffering |
US20120011824A1 (en) * | 2010-07-16 | 2012-01-19 | United Technologies Corporation | Integral lubrication tube and nozzle combination |
US8845282B2 (en) * | 2011-09-28 | 2014-09-30 | United Technologies Corporation | Seal plate with cooling passage |
US20130192240A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Peter M. Munsell | Buffer system for a gas turbine engine |
WO2014051691A1 (en) * | 2012-09-27 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Buffer airflow to bearing compartment |
US9617916B2 (en) * | 2012-11-28 | 2017-04-11 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with bearing buffer air flow and method |
WO2014159505A1 (en) | 2013-03-14 | 2014-10-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine heat exchanger manifold |
WO2015088635A2 (en) | 2013-12-13 | 2015-06-18 | United Technologies Corporation | Oil slinger with convective cooling of radial surface |
FR3016661B1 (fr) * | 2014-01-23 | 2019-05-03 | Safran Aircraft Engines | Enceinte de palier d'une turbomachine |
US11808210B2 (en) * | 2015-02-12 | 2023-11-07 | Rtx Corporation | Intercooled cooling air with heat exchanger packaging |
US10196932B2 (en) * | 2015-12-08 | 2019-02-05 | General Electric Company | OGV heat exchangers networked in parallel and serial flow |
US11125160B2 (en) * | 2015-12-28 | 2021-09-21 | General Electric Company | Method and system for combination heat exchanger |
US20170211417A1 (en) * | 2016-01-21 | 2017-07-27 | United Technologies Corporation | Systems and methods for cooling a bearing |
US10823061B2 (en) | 2016-07-15 | 2020-11-03 | General Electric Company | Engine air inlet having a double-panel heated wall |
US10422246B2 (en) | 2016-10-24 | 2019-09-24 | General Electric Company | Bearing housing with impingement cooling system |
US10830448B2 (en) * | 2016-10-26 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Combustor liner panel with a multiple of heat transfer augmentors for a gas turbine engine combustor |
US9840938B1 (en) * | 2016-12-07 | 2017-12-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Housing for bearing cavity in a gas turbine engine |
EP3450722B1 (de) * | 2017-08-31 | 2024-02-14 | General Electric Company | Luftversorgungssystem für ein gasturbinentriebwerk |
US10781709B2 (en) | 2018-01-09 | 2020-09-22 | General Electric Company | Turbine engine with a seal |
RU181987U1 (ru) * | 2018-02-01 | 2018-07-31 | Ао "Вникти" | Система для охлаждения опоры подшипников газотурбинного двигателя при его аварийной остановке |
RU2679573C1 (ru) * | 2018-02-16 | 2019-02-11 | Валерий Николаевич Сиротин | Система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя |
FR3078367B1 (fr) * | 2018-02-23 | 2021-09-03 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine comportant un echangeur de chaleur dans la veine secondaire |
US11199103B2 (en) | 2018-09-06 | 2021-12-14 | General Electric Company | Seal assembly for a turbomachine |
US10648510B1 (en) * | 2018-10-17 | 2020-05-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Baffle for installation inside a bearing chamber of a gas turbine engine |
US11692479B2 (en) * | 2019-10-03 | 2023-07-04 | General Electric Company | Heat exchanger with active buffer layer |
US11255264B2 (en) | 2020-02-25 | 2022-02-22 | General Electric Company | Frame for a heat engine |
US11326519B2 (en) | 2020-02-25 | 2022-05-10 | General Electric Company | Frame for a heat engine |
US11560843B2 (en) | 2020-02-25 | 2023-01-24 | General Electric Company | Frame for a heat engine |
US11459909B2 (en) * | 2020-09-15 | 2022-10-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotating heat exchanger |
US11530705B2 (en) | 2020-11-17 | 2022-12-20 | Hamilton Sundstrand Corporation | Bearing cooling schemes for aircraft fans |
US11834995B2 (en) | 2022-03-29 | 2023-12-05 | General Electric Company | Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines |
US11834992B2 (en) | 2022-04-27 | 2023-12-05 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine |
US11680530B1 (en) | 2022-04-27 | 2023-06-20 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1095129A (en) * | 1965-05-10 | 1967-12-13 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in gas turbine engines |
DE2008209A1 (de) * | 1969-02-24 | 1970-09-03 | General Electric Company, Schenectady, N.Y. (V.St.A.) | Schmiersystem bei einem Turbinenmotor |
DE2148755A1 (de) * | 1970-10-02 | 1972-07-20 | Secr Defence Brit | OElsystem fuer Turboluftstrahltriebwerke |
DE2835903A1 (de) * | 1977-08-18 | 1979-03-01 | Gen Electric | Kuehlluft-kuehler fuer ein gasturbinentriebwerk |
DE3137947A1 (de) * | 1980-09-26 | 1982-04-22 | Rolls-Royce Ltd., London | "flugzustandsunabhaengiges schmieroelsystem fuer gasturbinentriebwerke" |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2474258A (en) * | 1946-01-03 | 1949-06-28 | Westinghouse Electric Corp | Turbine apparatus |
US2625009A (en) * | 1948-07-15 | 1953-01-13 | Curtiss Wright Corp | Vehicle engine cooling system utilizing air ejector pump to induce flow of additional cooling air |
US3378104A (en) * | 1966-03-08 | 1968-04-16 | Gen Electric | Air-oil separators for use in gas turbine engines |
FR1484834A (fr) * | 1966-05-09 | 1967-06-16 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Perfectionnements apportés aux moteurs comportant une turbine à gaz |
GB1244340A (en) * | 1968-12-23 | 1971-08-25 | Rolls Royce | Front fan gas turbine engine |
US3527054A (en) * | 1969-01-23 | 1970-09-08 | Gen Electric | Pressurization of lubrication sumps in gas turbine engines |
US3781129A (en) * | 1972-09-15 | 1973-12-25 | Gen Motors Corp | Cooled airfoil |
CH557952A (de) * | 1972-11-08 | 1975-01-15 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Gasturbinenanlage. |
US4151710A (en) * | 1977-03-11 | 1979-05-01 | United Technologies Corporation | Lubrication cooling system for aircraft engine accessory |
-
1983
- 1983-12-23 US US06/564,995 patent/US4542623A/en not_active Expired - Lifetime
-
1984
- 1984-12-07 JP JP59259033A patent/JPS60142021A/ja active Granted
- 1984-12-12 GB GB08431264A patent/GB2152589B/en not_active Expired
- 1984-12-21 DE DE3447717A patent/DE3447717C2/de not_active Expired - Lifetime
- 1984-12-24 FR FR848419768A patent/FR2557207B1/fr not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1095129A (en) * | 1965-05-10 | 1967-12-13 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in gas turbine engines |
DE2008209A1 (de) * | 1969-02-24 | 1970-09-03 | General Electric Company, Schenectady, N.Y. (V.St.A.) | Schmiersystem bei einem Turbinenmotor |
DE2148755A1 (de) * | 1970-10-02 | 1972-07-20 | Secr Defence Brit | OElsystem fuer Turboluftstrahltriebwerke |
DE2835903A1 (de) * | 1977-08-18 | 1979-03-01 | Gen Electric | Kuehlluft-kuehler fuer ein gasturbinentriebwerk |
DE3137947A1 (de) * | 1980-09-26 | 1982-04-22 | Rolls-Royce Ltd., London | "flugzustandsunabhaengiges schmieroelsystem fuer gasturbinentriebwerke" |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE10019437A1 (de) * | 2000-04-19 | 2001-12-20 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen der Gehäuse von Turbinen von Strahltriebwerken |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3447717A1 (de) | 1985-07-04 |
JPH0474532B2 (de) | 1992-11-26 |
US4542623A (en) | 1985-09-24 |
GB2152589A (en) | 1985-08-07 |
GB8431264D0 (en) | 1985-01-23 |
FR2557207B1 (fr) | 1991-09-06 |
FR2557207A1 (fr) | 1985-06-28 |
JPS60142021A (ja) | 1985-07-27 |
GB2152589B (en) | 1987-10-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3447717C2 (de) | Axial durchströmtes Bläsertriebwerk | |
DE3447740C2 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE3037329C2 (de) | ||
DE60031744T2 (de) | Turbinenbrennkammeranordnung | |
DE2408839C2 (de) | Zweiwellen-Gasturbinentriebwerk | |
DE60221558T2 (de) | Turbinenmotor mit luftgekühlter turbine | |
DE3231689A1 (de) | Mehrfach prallgekuehltes gebilde, insbesondere ummantelung eines gasstroemungsweges | |
DE1601555A1 (de) | Gekuehlter Turbinenleitkranz fuer bei hohen Temperaturen arbeitende Turbinen | |
DE1475702B2 (de) | Labyrinthdichtung für Bypaß-Gasturbinenstrahltriebwerke | |
DE2406277C2 (de) | Kühllufteinlaß | |
DE2831801A1 (de) | Verfahren und einrichtung zur kuehlung der turbinenschaufeln eines gasturbinentriebwerks sowie gasturbinentriebwerk mit entsprechend gekuehlten turbinenschaufeln | |
DE102010038132A1 (de) | Temperaturmodulierter Kühlstrom von Gasturbinentriebwerken | |
DE60027390T2 (de) | Gekühlte Gasturbinenschaufel und deren Herstellungsmethode | |
DE2823956A1 (de) | Gasturbinentriebwerk und einrichtung zum kuehlen derselben | |
DE2823496A1 (de) | Gasturbine mit sekundaeren kuehlungsmitteln | |
DE2939188A1 (de) | Vorrichtung zum kuehlen einer labyrinthdichtung | |
DE2943464A1 (de) | Dichtungsvorrichtung fuer ein gasturbinentriebwerk | |
EP1173664A1 (de) | Kühlluftsystem | |
DE102008002890A1 (de) | Wechselseitig gekühltes Turbinenleitrad | |
DE1601561B2 (de) | Gekühlte Schaufel mit Tragflächenprofil für eine Axialströmungsmaschine | |
DE2741063A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE1601563B2 (de) | Luftgekühlte Laufschaufel | |
DE2639511A1 (de) | Kuehlluftleckstromausnutzung | |
EP1165942B1 (de) | Strömungsmaschine mit einer kühlbaren anordnung von wandelementen und verfahren zur kühlung einer anordnung von wandelementen | |
DE3011503A1 (de) | Verdichteranordnung fuer ein axialgasturbinentriebwerk |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition |