ES2262102T3 - Procedimiento de refrigeracion, mediante aire enfriado, en parte, en un intercabiador externo, de las partes calientes de un turborreactor, y turborreactor asi refrigerado. - Google Patents
Procedimiento de refrigeracion, mediante aire enfriado, en parte, en un intercabiador externo, de las partes calientes de un turborreactor, y turborreactor asi refrigerado.Info
- Publication number
- ES2262102T3 ES2262102T3 ES04291908T ES04291908T ES2262102T3 ES 2262102 T3 ES2262102 T3 ES 2262102T3 ES 04291908 T ES04291908 T ES 04291908T ES 04291908 T ES04291908 T ES 04291908T ES 2262102 T3 ES2262102 T3 ES 2262102T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- distributor
- compressor
- air flow
- chamber
- air
- 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.)
- Active
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- 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
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
- F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/584—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling or heating the machine
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
-
- 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Procedimiento para proporcionar un aire de enfriamiento en las partes calientes de un turborreactor que incluye, de aguas arriba a aguas abajo, un compresor (3), un difusor (8), una cámara de combustión (2), un distribuidor (13), y una turbina (5) que acciona dicho compresor (3), procedimiento según el cual se toma un caudal de aire (F2) en el flujo de aire (F1) suministrado por el compresor (3), se enfría en un intercambiador de calor (22) situado radialmente en el exterior de la cámara de combustión (2), se dirige radialmente hacia el interior a través de los álabes fijos (14) del distribuidor (13) y se ventila el rodete móvil (16) de la turbina (5), caracterizado porque se toma el caudal de aire de enfriamiento (F2) en la zona (20) del fondo de la cámara que rodea al difusor (8), y porque se ventilan los álabes fijos (14) del distribuidor (13) por un segundo caudal de aire (F3) tomado en el fondo de la cámara.
Description
Procedimiento de refrigeración, mediante aire
enfriado, en parte, en un intercambiador externo, de las partes
calientes de un turborreactor, y turborreactor así refrigerado.
La invención se refiere al campo de los
turborreactores y más precisamente al campo de el enfriamiento de
los elementos más calientes de los turborreactores.
Se han realizado notables progresos en los
reactores, en cuanto concierne a la disminución del consumo de
combustible y al aumento de la potencia específica, gracias a la
mejora del ciclo termodinámico.
Esta mejora se ha obtenido especialmente
aumentando la presión del aire de alimentación de la cámara de
combustión y aumentando la temperatura a la entrada de la
turbina.
Pero el aumento de la temperatura a la entrada
de la turbina necesita un enfriamiento enérgico de los álabes del
distribuidor y de los álabes de la primera etapa de la turbina de
alta presión que acciona el compresor de alta presión, siendo estos
álabes las piezas que se encuentran sometidas a las temperaturas más
altas y a unas tensiones elevadas. Este enfriamiento se realiza
generalmente por toma de un caudal de aire a presión en la última
etapa del compresor de alta presión y ventilación de las zonas
calientes.
En los turborreactores modernos, que tienen una
relación de compresión elevada, las altas presiones generadas por
el compresor, que son favorables para el rendimiento termodinámico
del motor, traen consigo un aumento notable de la temperatura del
aire suministrado en la cámara de combustión. Este aumento de
temperatura a la salida del compresor necesita aumentar el caudal
de toma de aire necesario para el enfriamiento de la turbina de
alta presión, lo que deteriora el rendimiento termodinámico.
Para remediar este inconveniente, ya se ha
propuesto enfriar el caudal de aire tomado en un intercambiador de
calor cuyo fluido frío esté constituido por aire fresco tomado en el
flujo secundario, o por otro fluido, combustible o aceite.
El documento EEUU 5.581.996 prevé una toma de
aire en la vena del difusor a la entrada de la cámara de combustión.
Esta toma de aire es enfriada en un intercambiador de calor situado
radialmente en el exterior de la cámara de combustión, retorna a
continuación hacia el interior del motor a través de los álabes del
distribuidor que son así enfriados, y sirve para el enfriamiento de
la partes radialmente internas de la cámara de combustión y
eventualmente de los álabes de la primera etapa de la turbina.
Este documento representa el estado de la
técnica más próxima de la invención, porque prevé el enfriamiento
del primer rodete de la turbina por una toma de aire a la salida del
difusor que es enfriado en un intercambiador de calor y que,
después de su enfriamiento, transita por los álabes del
distribuidor.
Sin embargo, al hacerse la toma de aire en la
zona radialmente externa de la vena de salida del compresor, hay
riesgos de obstrucción del intercambiador de calor con polvo
centrifugado. Además, el aire enfriado transita por los álabes del
distribuidor, y sirve para el enfriamiento de las paredes de estos
álabes. Esto se traduce en un calentamiento y una disminución del
caudal del aire que se utilizará a continuación para enfriar los
álabes de la turbina.
El objeto de la invención es paliar estos
inconvenientes y proporcionar un caudal de aire más fresco para
enfriar los álabes móviles de la turbina.
La invención se refiere por tanto a un
procedimiento para proporcionar un aire de enfriamiento en las
partes calientes de un turborreactor que incluyen, de aguas arriba
a aguas abajo, un compresor, un difusor, una cámara de combustión,
un distribuidor, y una turbina que acciona dicho compresor,
procedimiento según el cual se toma un caudal de aire en el flujo
de aire proporcionado por el compresor, se enfría en un
intercambiador de calor situado radialmente en el exterior de la
cámara de combustión, se dirige radialmente hacia el interior a
través de los álabes fijos del distribuidor y se ventila el rodete
móvil de la turbina.
Según la invención, el procedimiento está
caracterizado porque se toma dicho caudal de aire en la zona del
fondo de la cámara que rodea al difusor, y porque se ventilan los
álabes fijos del distribuidor por un segundo caudal de aire tomado
en el fondo de la cámara.
Así, habiéndose tomado el aire de enfriamiento
en la zona del fondo de la cámara que rodea al difusor, este aire
incluye una menor cantidad de partículas, lo que limita la
obturación del intercambiador de calor. Además, estando ventilados
los álabes del distribuidor por un segundo caudal de aire tomado en
el fondo de la cámara, el aire enfriado se calienta menos durante
su tránsito a través del distribuidor y no experimenta toma en esta
pieza.
Según otra característica ventajosa de la
invención, se canaliza bajo la cámara de combustión una parte del
caudal de aire enfriado que transita por el distribuidor hacia la
última etapa del compresor a fin de ventilar el alvéolo de este
último.
Esta disposición permite mejorar la duración de
la vida del compresor de alta presión, especialmente en los
turborreactores de uso militar que pueden ser sometidos a regímenes
muy severos durante periodos cortos.
La invención se refiere igualmente a un
turborreactor que incluye, de aguas arriba a aguas abajo, un
compresor, un difusor, una cámara de combustión, un distribuidor, y
una turbina que acciona dicho compresor, y que incluye un primer
circuito de enfriamiento que tiene unos medios de toma de aire en el
flujo suministrado por el compresor, un intercambiador de calor
situado radialmente en el exterior de la cámara de combustión, y
medios para dirigir el aire enfriado a través de los álabes fijos
del distribuidor a fin de ventilar el rodete móvil de la turbina,
caracterizado porque los medios de toma captan el caudal de aire en
la zona del fondo de la cámara que rodea al difusor, y porque
incluye, además, un segundo circuito para el enfriamiento de los
álabes fijos del distribuidor que toman el aire en el fondo de la
cámara.
Ventajosamente, este turborreactor de la
invención incluye además bajo la cámara una canalización para llevar
una parte del caudal que transita por el distribuidor hacia la
última etapa del compresor.
Otras características y ventajas de la invención
surgirán de la lectura de la descripción siguiente hecha a título
de ejemplo y con referencia a los dibujos anexos, en los cuales:
- la figura 1 es una representación parcial y
esquemática del cuerpo de alta presión y de la cámara de combustión
de un turborreactor que incluye unos medios de enfriamiento de las
zonas calientes conformes a la invención; y
- la figura 2 es semejante a la figura 1 y
muestra una variante de realización de la canalización de
transferencia de una fracción del caudal de aire enfriado hacia la
última etapa del compresor de alta presión.
Los diseños muestran en parte el cuerpo de alta
presión de un turborreactor de eje X que incluye, aguas arriba de
una cámara de combustión anular 2, un rotor de compresor 3, del cual
sólo se representa la última etapa, accionado por medio de un árbol
4 por un rotor de turbina 5, del cual sólo se representa el primer
rodete móvil.
De manera tradicional, la última etapa del rotor
del compresor 3 incluye una corona de álabes móviles 6, encargados
de comprimir el flujo primario F1 que circula en un canal anular, y
dispuesta aguas arriba de una corona fija de álabes enderezadores 7
que entrega el flujo primario F1 a la cámara de combustión 2, a
través de un difusor 8.
La cámara de combustión anular 2 está delimitada
por una pared radialmente interior 9 situada radialmente en el
exterior de un cárter interior 10, y por una pared radialmente
exterior 11 situada radialmente en el interior de un cárter
interior 12.
Las paredes 9 y 11 unen respectivamente los
cárteres interior 10 y exterior 12 a la entrada del distribuidor 13
que incluye una serie de álabes enderezadores 14 que alimentan a los
álabes móviles 15 del primer rodete móvil 16 del rotor de la
turbina 5.
Una parte del flujo de aire F1 suministrado por
el difusor 8 sirve para la combustión del combustible aportado a la
cámara de combustión 2 por unos inyectores no mostrados en la figura
1. Otra parte de este aire contornea las paredes 9 y 11 de la
cámara de combustión 52 y sirve para el enfriamiento de estas
paredes sometidas a fuertes temperaturas, y unos cárteres 10 y 12,
antes de ser introducida en la cámara 2 por unos orificios llamados
de dilución, o de servir para el enfriamiento de los estatores de la
turbina y de los rotores de turbina.
El papel del difusor 8 es disminuir la velocidad
de tránsito del flujo primario F1 y por el propio hecho de aumentar
su presión a la entrada de la cámara de combustión 2.
Según la invención, se efectúa una toma de aire
F2 en el fondo de la cámara en una zona 20 que rodea el difusor 8.
El caudal F2 es dirigido radialmente hacia el exterior por al menos
un conducto 21, atraviesa un intercambiador de calor 22, y retorna
radialmente hacia el interior del motor, por unos canales 23
situados en los álabes 14 del distribuidor 13, para desembocar en
un recinto 24 dispuesto bajo el distribuidor 13, del cual se dirige
una parte del caudal de aire F2 hacia unos inyectores 25 dispuestos
frente a unos orificios 26 situados en el platillo 27 aguas arriba
del primer rodete móvil 16 de la turbina, a fin de enfriar este
rodete 16 y especialmente los álabes 15 de este rodete.
La otra parte del caudal F2 inyectado en el
recinto 24 puede servir para enfriar otros elementos bajo la cámara
2 y especialmente el alvéolo de la última etapa del compresor de
alta presión 3.
A tal efecto, una canalización 30 fija une el
recinto 24 a la zona 31 separando el disco de la última etapa del
compresor 3 y el cárter interior 33 que soporta los álabes
enderezadores 7. Ventajosamente, esta canalización 30 puede ser
anular y de revolución alrededor del eje X y delimitada radialmente
en el exterior por el cárter interior 10, y radialmente en el
interior por una virola 34, tal como se muestra en la figura 2.
Igualmente, se podría realizar por una serie de conductos que se
extienden hacia aguas arriba y repartidos alrededor del eje X.
Según otra característica de la invención,
mostrada en la figura 1, los álabes 14 del distribuidor 13 son
enfriados por un segundo circuito de enfriamiento 40 que toma un
caudal de aire F3 en la zona aguas abajo del espacio que separa la
pared exterior 11 y el cárter exterior 12, atravesando este caudal
de aire F3 unos canales 41 situados en la pared de los álabes
enderezadores 14 y separados de los canales 23, y desembocando por
unos orificios en las caras externas de los álabes 14, especialmente
en los bordes de ataque y en los bordes de fuga.
Gracias a esta última disposición, no se realiza
toma alguna en el flujo F2 para enfriar los álabes 14 del
distribuidor 13, siendo enfriado esencialmente este distribuidor 13
por el flujo F3, y el flujo F2 experimenta un calentamiento menor
cuando atraviesa los álabes 14.
El fluido de enfriamiento utilizado en el
intercambiador 22 puede ser tomado del flujo secundario del
turborreactor mediante una captación. Así se puede utilizar el aire
de control del juego de la turbina, o el aceite de los recintos
posteriores como fuente fría y eventualmente el combustible que
alimenta la cámara de combustión 2.
En el caso en el que la fuente fría del
intercambiador 22 se tome en el flujo secundario de un turborreactor
de doble cuerpo equipado con una soplante, se puede regular el
caudal de aire en las fases de vuelo en las que el intercambiador
ya no es necesario, por ejemplo, en crucero.
El sistema de enfriamiento según la presente
invención está particularmente destinado a los turborreactores en
los cuales la relación de compresión global es elevada. Se aplica
igualmente a los turborreactores de uso civil, doble cuerpo, doble
flujo, equipados de soplantes con una gran relación de dilución, en
los cuales la presión del aire suministrado en la cámara de
combustión 2 puede alcanzar 30 bar durante la fase de despegue. En
estos turborreactores, la temperatura del aire comprimido puede
alcanzar 700ºC, y es necesario un enfriamiento del aire tomado a
esta temperatura en toda la duración de la fase de despegue. En
régimen de crucero, la temperatura del aire comprimido desciende
cerca de 300ºC, y ya no es necesario el enfriamiento del aire tomado
en el intercambiador de calor 22, lo que mejora el rendimiento
global del motor a este régimen.
Claims (4)
1. Procedimiento para proporcionar un aire de
enfriamiento en las partes calientes de un turborreactor que
incluye, de aguas arriba a aguas abajo, un compresor (3), un difusor
(8), una cámara de combustión (2), un distribuidor (13), y una
turbina (5) que acciona dicho compresor (3), procedimiento según el
cual se toma un caudal de aire (F2) en el flujo de aire (F1)
suministrado por el compresor (3), se enfría en un intercambiador
de calor (22) situado radialmente en el exterior de la cámara de
combustión (2), se dirige radialmente hacia el interior a través de
los álabes fijos (14) del distribuidor (13) y se ventila el rodete
móvil (16) de la turbina (5),
caracterizado porque se toma el caudal de
aire de enfriamiento (F2) en la zona (20) del fondo de la cámara
que rodea al difusor (8), y porque se ventilan los álabes fijos (14)
del distribuidor (13) por un segundo caudal de aire (F3) tomado en
el fondo de la cámara.
2. Procedimiento según la reivindicación 1,
caracterizado porque se canaliza bajo la cámara de combustión
(2) una parte del caudal de aire (F2) que transita por el
distribuidor (13) hacia la última etapa del compresor (3) a fin de
ventilar el alvéolo de este último.
3. Turborreactor que incluye, de aguas arriba a
aguas abajo, un compresor (3), un difusor (8), una cámara de
combustión (2), un distribuidor (13), y una turbina (5) que acciona
dicho compresor (3), y que incluye un primer circuito de
enfriamiento que tiene unos medios de toma de aire en el flujo (F1)
suministrado por el compresor (3), un intercambiador de calor (22)
situado radialmente en el exterior de la cámara de combustión (2),
y medios para dirigir el aire enfriado a través de los álabes fijos
(14) del distribuidor (13) a fin de ventilar el rodete móvil (16)
de la turbina (5), caracterizado porque los medios de toma
captan el caudal de aire (F2) en la zona (20) del fondo de la
cámara que rodea al difusor (8), y porque incluye, además, un
segundo circuito (40) para el enfriamiento de los álabes fijos (14)
del distribuidor (13) que toma aire en el fondo de la cámara.
4. Turborreactor según la reivindicación 3,
caracterizado porque incluye además bajo la cámara (2) una
canalización (30) para llevar una parte del caudal de aire (F2) que
transita por el distribuidor (13) hacia la última etapa del
compresor (3).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0309219 | 2003-07-28 | ||
| FR0309219A FR2858358B1 (fr) | 2003-07-28 | 2003-07-28 | Procede de refroidissement, par air refroidi en partie dans un echangeur externe, des parties chaudes d'un turboreacteur, et turboreacteur ainsi refroidi |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2262102T3 true ES2262102T3 (es) | 2006-11-16 |
Family
ID=33523003
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES04291908T Active ES2262102T3 (es) | 2003-07-28 | 2004-07-27 | Procedimiento de refrigeracion, mediante aire enfriado, en parte, en un intercabiador externo, de las partes calientes de un turborreactor, y turborreactor asi refrigerado. |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7000404B2 (es) |
| EP (1) | EP1503061B1 (es) |
| CA (1) | CA2475404C (es) |
| DE (1) | DE602004000527T2 (es) |
| ES (1) | ES2262102T3 (es) |
| FR (1) | FR2858358B1 (es) |
| RU (1) | RU2332579C2 (es) |
| UA (1) | UA80962C2 (es) |
Families Citing this family (63)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2864996B1 (fr) * | 2004-01-13 | 2006-03-10 | Snecma Moteurs | Systeme de refroidissement de parties chaudes d'un moteur d'aeronef, et moteur d'aeronef equipe d'un tel systeme de refroidissement |
| US7269955B2 (en) * | 2004-08-25 | 2007-09-18 | General Electric Company | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances |
| US7987660B2 (en) * | 2005-06-10 | 2011-08-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine, method of controlling air supply and computer program product for controlling air supply |
| US7568343B2 (en) * | 2005-09-12 | 2009-08-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Small gas turbine engine with multiple burn zones |
| US20070151257A1 (en) * | 2006-01-05 | 2007-07-05 | Maier Mark S | Method and apparatus for enabling engine turn down |
| US7669425B2 (en) * | 2006-10-25 | 2010-03-02 | Siemens Energy, Inc. | Closed loop turbine cooling fluid reuse system for a turbine engine |
| US7870742B2 (en) | 2006-11-10 | 2011-01-18 | General Electric Company | Interstage cooled turbine engine |
| US7926289B2 (en) | 2006-11-10 | 2011-04-19 | General Electric Company | Dual interstage cooled engine |
| US7870743B2 (en) | 2006-11-10 | 2011-01-18 | General Electric Company | Compound nozzle cooled engine |
| US7823389B2 (en) * | 2006-11-15 | 2010-11-02 | General Electric Company | Compound clearance control engine |
| EP1923574B1 (de) * | 2006-11-20 | 2014-10-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichter, Turbinenanlage und Verfahren zum Zuführen von Heissluft |
| US8015826B2 (en) * | 2007-04-05 | 2011-09-13 | Siemens Energy, Inc. | Engine brake for part load CO reduction |
| US8495883B2 (en) * | 2007-04-05 | 2013-07-30 | Siemens Energy, Inc. | Cooling of turbine components using combustor shell air |
| US8516791B2 (en) * | 2007-07-30 | 2013-08-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines |
| US8438835B2 (en) * | 2007-07-30 | 2013-05-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines |
| GB0818047D0 (en) | 2008-10-03 | 2008-11-05 | Rolls Royce Plc | Turbine cooling system |
| KR20110125231A (ko) | 2009-02-04 | 2011-11-18 | 퍼듀 리서치 파운데이션 | 금속 수소화물 저장 시스템용 핀 열교환기 |
| KR20120042713A (ko) | 2009-02-04 | 2012-05-03 | 퍼듀 리서치 파운데이션 | 금속 수소화물 저장 시스템용 코일형 마이크로채널 열교환기 |
| GB2468346B (en) * | 2009-03-06 | 2011-06-22 | Rolls Royce Plc | Cooling system for an aero gas turbine engine |
| US8281601B2 (en) * | 2009-03-20 | 2012-10-09 | General Electric Company | Systems and methods for reintroducing gas turbine combustion bypass flow |
| FR2954466B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2014-08-08 | Snecma | Echangeur thermique pour pile a combustible chaude |
| US8910465B2 (en) | 2009-12-31 | 2014-12-16 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine and heat exchange system |
| US8256229B2 (en) * | 2010-04-09 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Rear hub cooling for high pressure compressor |
| US8266888B2 (en) | 2010-06-24 | 2012-09-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooler in nacelle with radial coolant |
| US8869538B2 (en) * | 2010-12-24 | 2014-10-28 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine flow path member |
| US8910485B2 (en) * | 2011-04-15 | 2014-12-16 | General Electric Company | Stoichiometric exhaust gas recirculation combustor with extraction port for cooling air |
| EP2562369B1 (de) * | 2011-08-22 | 2015-01-14 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens |
| US9435259B2 (en) | 2012-02-27 | 2016-09-06 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine cooling system |
| US9347374B2 (en) | 2012-02-27 | 2016-05-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer cooling system |
| US9038398B2 (en) | 2012-02-27 | 2015-05-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer cooling system |
| US9157325B2 (en) * | 2012-02-27 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Buffer cooling system providing gas turbine engine architecture cooling |
| US9085983B2 (en) | 2012-03-29 | 2015-07-21 | General Electric Company | Apparatus and method for purging a gas turbine rotor |
| US10151243B2 (en) | 2013-02-23 | 2018-12-11 | Rolls-Royce Corporation | Cooled cooling air taken directly from combustor dome |
| RU2514818C1 (ru) * | 2013-02-27 | 2014-05-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Охлаждаемая турбина |
| EP2961931B1 (en) | 2013-03-01 | 2019-10-30 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | High pressure compressor thermal management and method of assembly and cooling |
| WO2015017000A2 (en) * | 2013-05-10 | 2015-02-05 | United Technologies Corporation | Diffuser case strut for a turbine engine |
| US9429072B2 (en) | 2013-05-22 | 2016-08-30 | General Electric Company | Return fluid air cooler system for turbine cooling with optional power extraction |
| US9422063B2 (en) | 2013-05-31 | 2016-08-23 | General Electric Company | Cooled cooling air system for a gas turbine |
| US9512780B2 (en) * | 2013-07-31 | 2016-12-06 | General Electric Company | Heat transfer assembly and methods of assembling the same |
| DE102013217504A1 (de) * | 2013-09-03 | 2015-03-05 | MTU Aero Engines AG | Strömungsmaschine |
| DE102013220844B4 (de) * | 2013-10-15 | 2019-03-21 | MTU Aero Engines AG | Verdichter und Gasturbine mit einem derartigen Verdichter |
| US20150159555A1 (en) * | 2013-12-10 | 2015-06-11 | Chad W. Heinrich | Internal heating using turbine air supply |
| WO2015138031A2 (en) * | 2013-12-30 | 2015-09-17 | United Technologies Corporation | Compressor rim thermal management |
| US20170328231A1 (en) * | 2014-05-09 | 2017-11-16 | United Technologies Corporation | Turbine clearance control system and method for improved variable cycle gas turbine engine fuel burn |
| US10125686B2 (en) | 2014-12-05 | 2018-11-13 | General Electric Company | Turbine engine assembly and method of manufacturing |
| US20160237903A1 (en) * | 2015-02-13 | 2016-08-18 | United Technologies Corporation | High Pressure Compressor Rotor Thermal Conditioning Using Conditioned Compressor Air |
| US10208668B2 (en) * | 2015-09-30 | 2019-02-19 | Rolls-Royce Corporation | Turbine engine advanced cooling system |
| US9945562B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-04-17 | General Electric Company | Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines |
| US9995221B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-06-12 | General Electric Company | Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines |
| US9989260B2 (en) * | 2015-12-22 | 2018-06-05 | General Electric Company | Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines |
| US20170184027A1 (en) * | 2015-12-29 | 2017-06-29 | General Electric Company | Method and system for compressor and turbine cooling |
| FR3054606B1 (fr) | 2016-07-29 | 2020-04-17 | Safran Aircraft Engines | Turbine comprenant un systeme de ventilation entre rotor et stator |
| US10800539B2 (en) * | 2016-08-19 | 2020-10-13 | General Electric Company | Propulsion engine for an aircraft |
| US10676205B2 (en) | 2016-08-19 | 2020-06-09 | General Electric Company | Propulsion engine for an aircraft |
| US11105340B2 (en) | 2016-08-19 | 2021-08-31 | General Electric Company | Thermal management system for an electric propulsion engine |
| US10436115B2 (en) * | 2016-08-22 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Heat exchanger for gas turbine engine with support damper mounting |
| RU2639443C1 (ru) * | 2017-01-24 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
| US20180291760A1 (en) * | 2017-04-11 | 2018-10-11 | United Technologies Corporation | Cooling air chamber for blade outer air seal |
| EP3450722B1 (en) * | 2017-08-31 | 2024-02-14 | General Electric Company | Air delivery system for a gas turbine engine |
| US11156128B2 (en) | 2018-08-22 | 2021-10-26 | General Electric Company | Embedded electric machine |
| FR3096444B1 (fr) * | 2019-05-20 | 2021-05-07 | Safran | Systeme d’echange de chaleur optimise |
| US11808178B2 (en) * | 2019-08-05 | 2023-11-07 | Rtx Corporation | Tangential onboard injector inlet extender |
| RU2738523C1 (ru) * | 2020-03-24 | 2020-12-14 | Николай Борисович Болотин | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4120150A (en) * | 1977-05-17 | 1978-10-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Compact fuel-to-air heat exchanger for jet engine application |
| US4254618A (en) * | 1977-08-18 | 1981-03-10 | General Electric Company | Cooling air cooler for a gas turbofan engine |
| US5619855A (en) * | 1995-06-07 | 1997-04-15 | General Electric Company | High inlet mach combustor for gas turbine engine |
| US5581996A (en) * | 1995-08-16 | 1996-12-10 | General Electric Company | Method and apparatus for turbine cooling |
| US5918458A (en) * | 1997-02-14 | 1999-07-06 | General Electric Company | System and method of providing clean filtered cooling air to a hot portion of a gas turbine engine |
| US6065282A (en) * | 1997-10-29 | 2000-05-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | System for cooling blades in a gas turbine |
| US6672072B1 (en) * | 1998-08-17 | 2004-01-06 | General Electric Company | Pressure boosted compressor cooling system |
| US6250061B1 (en) * | 1999-03-02 | 2001-06-26 | General Electric Company | Compressor system and methods for reducing cooling airflow |
| US6295803B1 (en) * | 1999-10-28 | 2001-10-02 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine cooling system |
-
2003
- 2003-07-28 FR FR0309219A patent/FR2858358B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-07-26 CA CA2475404A patent/CA2475404C/fr active Active
- 2004-07-27 UA UA20040706229A patent/UA80962C2/uk unknown
- 2004-07-27 ES ES04291908T patent/ES2262102T3/es active Active
- 2004-07-27 EP EP04291908A patent/EP1503061B1/fr active Active
- 2004-07-27 RU RU2004123223/06A patent/RU2332579C2/ru active
- 2004-07-27 DE DE602004000527T patent/DE602004000527T2/de active Active
- 2004-07-28 US US10/900,111 patent/US7000404B2/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US7000404B2 (en) | 2006-02-21 |
| UA80962C2 (uk) | 2007-11-26 |
| FR2858358A1 (fr) | 2005-02-04 |
| EP1503061B1 (fr) | 2006-03-22 |
| US20050022535A1 (en) | 2005-02-03 |
| CA2475404C (fr) | 2011-09-13 |
| DE602004000527T2 (de) | 2007-04-05 |
| CA2475404A1 (fr) | 2005-01-28 |
| RU2332579C2 (ru) | 2008-08-27 |
| EP1503061A1 (fr) | 2005-02-02 |
| FR2858358B1 (fr) | 2005-09-23 |
| DE602004000527D1 (de) | 2006-05-11 |
| RU2004123223A (ru) | 2006-01-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2262102T3 (es) | Procedimiento de refrigeracion, mediante aire enfriado, en parte, en un intercabiador externo, de las partes calientes de un turborreactor, y turborreactor asi refrigerado. | |
| RU2362895C2 (ru) | Система охлаждения горячих деталей двигателя летательного аппарата и двигатель летательного аппарата, снабженный такой системой охлаждения | |
| US11168583B2 (en) | Systems and methods for cooling components within a gas turbine engine | |
| ES2714792T3 (es) | Unidad de potencia auxiliar con refrigeración combinada del generador | |
| US8459040B2 (en) | Rear hub cooling for high pressure compressor | |
| EP3228836B1 (en) | Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine | |
| JP6142000B2 (ja) | 補助周囲キャビティの内部に空気を排出する、動的に周囲を冷却する外側ケースを具備するガスタービン | |
| US8616835B2 (en) | Gas turbine | |
| CN106460550B (zh) | 在排气扩散器中具有转子对中冷却系统的燃气涡轮发动机 | |
| BR102016026606A2 (pt) | Método para operar um compressor de motor de turbina a gás | |
| BR102016029924A2 (pt) | Heat exchanger assembly, system, method for cooling a fluid and gas turbine engine | |
| US9784124B2 (en) | Turbocharger | |
| US10954856B2 (en) | Turbomachine comprising a surface air-oil heat exchanger built into an inter-flow compartment | |
| RU2012151221A (ru) | Газовая турбина, система, содержащая газовую турбину, и способ уменьшения тепловых и механических напряжений, действующих на нагрузочное соединение в газовой турбине | |
| US20090317242A1 (en) | Method and device for cooling a component of a turbine | |
| BR102016025189A2 (pt) | sistema de circulação de fluido de lubrificação autônomo para uso com um motor de turbina a gás | |
| BR102016016767A2 (pt) | motor de turbina a gás, conjunto de tanque de óleo e sistema de resfriamento de óleo | |
| JP2008144752A (ja) | ガスタービンエンジン熱交換器及びガスタービンエンジン | |
| ES2255697T3 (es) | Dispositivo de ventilacion de un rotor de turbina de alta presion de una turbomaquina. | |
| US20190323510A1 (en) | Turbocharger with a shaft comprising a free portion | |
| RU2459967C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
| ES2784545T3 (es) | Conjunto de motor con compartimentos de motor y de refrigerador | |
| RU2726235C2 (ru) | Охлаждаемая лопатка турбины | |
| KR101204226B1 (ko) | 내연기관용 배기가스 터보 과급기 | |
| US20130302143A1 (en) | Cooling device for a jet engine |