ES2300544T3 - Carcasa de descarga de compresor. - Google Patents

Carcasa de descarga de compresor. Download PDF

Info

Publication number
ES2300544T3
ES2300544T3 ES03253582T ES03253582T ES2300544T3 ES 2300544 T3 ES2300544 T3 ES 2300544T3 ES 03253582 T ES03253582 T ES 03253582T ES 03253582 T ES03253582 T ES 03253582T ES 2300544 T3 ES2300544 T3 ES 2300544T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
housing
annular
blades
radially
compressor assembly
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
Application number
ES03253582T
Other languages
English (en)
Inventor
Richard Martin Muny
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Application granted granted Critical
Publication of ES2300544T3 publication Critical patent/ES2300544T3/es
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, 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
    • F02C7/12Cooling of plants
    • F02C7/16Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246Fastening of diaphragms or stator-rings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02Surge control
    • F04D27/0207Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/023Details or means for fluid extraction
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/545Ducts
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient 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)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Compressor (AREA)

Abstract

Un conjunto (44) de compresor que comprende: un rotor (12) que tiene una pluralidad de álabes (16) que se extienden radialmente hacia fuera unidos al mismo; una carcasa (48) exterior anular que tiene una pared posterior; y una carcasa (50) interior anular que incluye: una primera parte (60) de recubrimiento que rodea dichos álabes, teniendo dicha primera parte de recubrimiento una superficie interior orientada radialmente en frente de una superficie (88) exterior orientada radialmente, estando conectadas dichas superficies interior y exterior por una pared (58) anterior; y en la que dicha carcasa (50) interior está dispuesta en relación de separación con dicha carcasa exterior, de manera que se define una ranura (54) de descarga anular entre dicha pared (56) posterior de dicha carcasa exterior y dicha pared (58) anterior de dicha primera parte (60) de recubrimiento de dicha carcasa interior; Caracterizado por una brida (100) que se extiende radialmente hacia fuera desde dicha superficie exterior, estando dicha brida conectada a dicha carcasa exterior, alineada con la posición axial de dichos álabes y teniendo una pluralidad de aberturas (102) de descarga formadas a su través.

Description

Carcasa de descarga de compresor.
Esta invención se refiere generalmente a estructuras de carcasa para turbomaquinaria y, más concretamente, a carcasas que incluyen disposiciones para flujo de descarga.
Una turbina de gas incluye un compresor que suministra aire presurizado a una cámara de combustión en la que el aire se mezcla con combustible y se enciende para generar gases de combustión calientes. Estos gases fluyen corriente abajo hacia una o más turbinas que extraen energía de los mismos para impulsar el compresor y proveer trabajo útil, tal como la impulsión de una aeronave en vuelo. Típicamente, el compresor incluye múltiples etapas, cada una de las cuales comprende una fila de álabes de estator fijo y una fila contigua de álabes de compresor unidos a un rotor. Una parte del aire comprimido de una o más etapas se puede extraer para refrigeración de la sección de turbina, presurización del fuselaje, anticongelante u otros usos.
El rotor del compresor está rodeado por un conjunto de carcasa que comprende carcasas interior y exterior. Para extraer grandes volúmenes de aire de descarga, entre la carcasa exterior y la carcasa interior está definida una ranura de descarga anular. La carcasa interior es menos masiva que el rotor y está bañada en aire comprimido caliente. Consecuentemente, la carcasa interior tiene una rápida respuesta térmica, es decir, se dilata o se contrae más rápidamente que el rotor a medida que cambia el flujo de aire. Esto da lugar a fenómenos conocidos como pérdida de empuje y rozamiento, que producen pérdida de eficacia y posible daño al motor. Las soluciones de la técnica anterior han tratado de vincular entre sí las carcasas exterior e interior para dar mejor soporte a la carcasa interior. Sin embargo, los diseños de la técnica anterior incluyen secciones de recubrimiento en voladizo que permiten el movimiento radial indeseado de las partes de la carcasa interior que rodean una o más etapas de álabes.
El documento US-A-6 109 868 revela un sistema de extracción de aire para motores de turbina de gas, el documento US-A-3 142 438 revela un compresor axial de múltiples etapas y el documento US-A-4 844 689 revela un sistema de descarga de aire de compresor.
Existe la necesidad de una carcasa de descarga de compresor que tenga una respuesta térmica reducida.
De acuerdo con la presente invención, se provee un conjunto de compresor que comprende:
un rotor que tiene una pluralidad de álabes que se extienden radialmente hacia fuera unidos al mismo;
una carcasa exterior anular que tiene una pared posterior; y
una carcasa interior anular que incluye:
una primera parte de recubrimiento que rodea dichos álabes, teniendo dicha primera parte de recubrimiento una superficie interior orientada radialmente dando frente a una superficie exterior orientada radialmente, estando conectadas dichas superficies interior y exterior por una pared anterior; y
en el que dicha carcasa interior está dispuesta en relación de separación de dicha carcasa exterior, de manera que se define una ranura de descarga anular entre una pared posterior de dicha carcasa exterior y dicha pared anterior de dicha primera parte de recubrimiento de dicha carcasa interior;
Caracterizado por una brida que se extiende radialmente hacia fuera desde dicha superficie exterior, estando conectada dicha brida a dicha carcasa exterior, alineada con la posición axial de dichos álabes y teniendo una pluralidad de aberturas de descarga formadas a su través.
La brida está unida a la carcasa exterior para reducir la respuesta térmica de la carcasa interior.
La presente invención y sus ventajas sobre la técnica anterior se harán evidentes tras la lectura de la siguiente descripción detallada y de las reivindicaciones adjuntas con referencia a los dibujos que se acompañan.
Ahora se va a describir la invención con mayor detalle, a modo de ejemplo, con referencia a los dibujos, en los que:
La figura 1 es una sección transversal parcial y esquemática de un conjunto de compresor de la técnica anterior.
La figura 2 es una sección transversal parcial y esquemática de un conjunto de compresor construido de acuerdo con la presente invención.
La figura 3 es una vista de la parte anterior de una carcasa interior para uso con el conjunto de compresor de la presente invención.
La figura 4 es una vista tomada a lo largo de la línea 4-4 de la carcasa interior de la figura 3.
Haciendo referencia a los dibujos, en los que los numerales de referencia idénticos designan los mismos elementos a lo largo de las diferentes vistas, la figura 1 muestra un conjunto 10 de compresor de la técnica anterior. El conjunto 10 de compresor incluye varios rotores alternativos axialmente y etapas 12 y 14 de rotor y estátor. Cada etapa 12 de rotor comprende una serie circunferencial de álabes 16 de compresor unidos a un disco o bobina (no se muestra) rotatorio. Cada etapa 14 de estátor comprende una serie circunferencial de álabes 18 de estator fijos que están unidos a un conjunto 20 de carcasa.
El conjunto 20 de carcasa rodea las etapas 12 de rotor del conjunto 10 de compresor. El conjunto 20 de carcasa incluye una carcasa 22 exterior anular y una carcasa 24 interior anular que están conectadas entre sí por una parte 26 que se extiende radialmente. Una pared 30 orientada hacia atrás de la carcasa 22 exterior y una pared 32 orientada hacia delante de la carcasa 24 interior definen una ranura 28 de descarga anular. La ranura 28 de descarga sirve para recibir una parte del flujo de aire comprimido del "recorrido de flujo" de gas motriz y lo canaliza hasta una cámara 36 de gases. La carcasa 24 interior tiene una superficie 38 de "recorrido de flujo" interior radialmente que forma el límite exterior del recorrido de flujo de gas motriz 34 y constituye una superficie sellante para las puntas 40 de los álabes 16 del compresor. Para su operación eficaz, el conjunto 20 de carcasa está diseñado de manera conocida para crear uniformemente una pequeña separación radial, designada con la letra C en la figura 1, entre las puntas 40 de los álabes 16 del compresor y la superficie 38 del "recorrido de flujo" de la carcasa 24 interior. Se ha exagerado el tamaño relativo de la separación C radial a fines de ilustración.
En este diseño de la técnica anterior, la parte de la carcasa 24 interior que está directamente detrás de la ranura 28 de descarga está soportada en voladizo por la parte 26 del conjunto 20 de carcasa que se extiende radialmente. Cuando la temperatura del flujo de aire se incrementa súbitamente durante la operación del motor, por ejemplo, en respuesta a un rápido movimiento de la palanca de potencia hasta una regulación a alta potencia, la carcasa 24 interior se dilata más rápidamente que el rotor 12, incrementándose la separación C radial entre la superficie 38 del "recorrido de flujo" y las puntas 40 de los álabes 16 del compresor 16. Esto permite el reflujo de aire a más alta presión desde corriente abajo de los álabes 16 del compresor, decreciendo la eficacia y aumentando la posibilidad de avería del compresor 10.
Por el contrario, cuando la temperatura del flujo de aire decrece súbitamente, por ejemplo, en respuesta a un rápido movimiento de la palanca de potencia del motor hasta una regulación a baja potencia, la carcasa 24 interior se contrae más rápidamente que el rotor 12. Esto hace decrecer la separación C radial entre la superficie 38 del "recorrido de flujo" y las puntas 40 de los álabes 16 del compresor, y puede dar lugar al contacto entre ambas, conocido como "rozamiento", que puede dañar los componentes o desgastar excesivamente cualquier material 42 abrasible que pueda estar dispuesto sobre la superficie 39 del "recorrido de flujo". Esto conduce a un incremento de la separación C más allá de su dimensión deseada.
La figura 2 ilustra un conjunto 44 de compresor que incorpora un conjunto 46 de carcasa de descarga de compresor ejemplar construido de acuerdo con la presente invención. Los componentes básicos del conjunto 46 de carcasa de descarga son una carcasa 48 exterior, una carcasa 50 interior y una carcasa 52 posterior. La carcasa 50 interior está espaciada axialmente de la carcasa 48 exterior de manera que se define una ranura 54 de descarga anular entre la pared 56 posterior de la carcasa 48 exterior y la pare 58 anterior de la primera parte 60 del recubrimiento de la carcasa 50 interior. La carcasa 48 exterior es una estructura anular, similar a la carcasa 22 exterior de la técnica anterior, que rodea una parte de las etapas 12 del compresor y forma un punto de unión para una pluralidad de etapas 14 de álabes 18 del estátor. La carcasa 48 exterior difiere de la carcasa 22 exterior de la técnica anterior en que es más corta en la dirección axial, teniendo una brida 62 posterior que está alineada aproximadamente con la posición axial de la ranura 54 de descarga.
La carcasa 52 posterior es un componente anular que tiene un brazo 64 que se extiende axialmente y un brazo 66 que se extiende radialmente estando ambos brazos conectados para formar una sección transversal en forma de L generalmente. El extremo 68 anterior del brazo 64 que se extiende axialmente tiene una primera brida 70 que se extiende radialmente unida al mismo, y el extremo 72 posterior del brazo 64 que se extiende axialmente tiene una segunda brida 74 que se extiende radialmente unida al mismo. Cada una de las bridas 70 y 74 incluye una pluralidad de orificios 76 de perno. Una parte 78 anular del recubrimiento que se extiende axialmente está dispuesta en el extremo 80 interior radialmente del brazo 66 que se extiende radialmente. En el extremo 84 anterior de la segunda parte 78 del recubrimiento puede estar formado un surco 82 circunferencial u otra estructura de montaje para recibir una vía 86 de montaje de un álabe 18 del estátor contiguo.
Las figuras 3 y 4 ilustran la carcasa 50 interior con mayor detalle. La carcasa 50 interior es un componente anular que incluye una primera parte 60 de recubrimiento generalmente cilíndrica que tiene una superficie 88 exterior orientada radialmente en frente de una superficie 90 interior orientada radialmente. En el ejemplo ilustrado la carcasa 50 interior es un anillo circular continuo, un pequeño segmento del cual se muestra en la figura 3. Sin embargo, la carcasa 50 interior podría comprender también una pluralidad de segmentos arqueados. La superficie 90 interior de la primera parte 50 del recubrimiento forma una parte del límite exterior del "recorrido de flujo" de gas motriz y presenta una superficie sellante para las puntas 40 de los álabes 16 del compresor. En la superficie 90 interior puede estar dispuesto un tipo de material 42 abrasible conocido. En el extremo 94 posterior de la primera parte 60 del recubrimiento puede estar formado un surco 92 circunferencial u otra estructura similar de montaje para recibir una vía 96 de montaje de un álabe 18 del estátor contiguo (véase la figura 2). Una pared 58 anterior conecta la superficie 90 interior y la superficie exterior 88. La pared 58 anterior está dispuesta formando un ángulo agudo con la superficie 90 interior para definir un vertedero 98 de flujo.
Una brida 100 generalmente plana se extiende radialmente desde la superficie 88 exterior. Una serie circunferencial de aberturas 102 de descarga están formadas a través de la brida 100 radialmente contiguas a la primera parte 60 del recubrimiento. Una serie circunferencial de orificios 104 de montaje están formados a través de la brida 100 radialmente hacia fuera de las aberturas 102 de descarga.
Haciendo referencia otra vez a la figura 2, el conjunto 46 de carcasa de descarga se ensambla situando la brida 100 de la carcasa 50 interior entre la brida 62 posterior de la carcasa 48 exterior y la primera brida 70 de la carcasa 52 posterior. Las tres bridas se aseguran entre sí con una pluralidad de sujetadores 106 tales como los pernos ilustrados. La brida 100 de la carcasa 60 interior está alineada con la posición axial de la fila de álabes situada inmediatamente detrás de la ranura 54 de descarga. Con la expresión "alineada con la posición axial de la fila de álabes" se quiere decir que la posición axial de la brida 100 cae entre los bordes anterior y posterior de los álabes 16. No es necesario que la brida 100 esté alineada directamente con localización concreta alguna a lo largo de la extensión axial de los álabes 16, siempre que esté situada de manera que cualquier dilatación o contracción radial de la primera parte 60 del recubrimiento se transmita a la brida 100 sustancialmente en tensión o compresión directa. Una vez ensambladas, las carcasas exterior, interior y posterior, junto con una fila de álabes 18, cooperan para definir una cámara 108 anular de gases. Alrededor de la fila 14 de álabes del estátor puede estar dispuesto un sello 110 anular para prevenir fugas entre el "recorrido de flujo" 34 de gas motriz y la cámara 108 de gases. En el brazo 64 axial de la carcasa 52 posterior están formados uno o más puertos 112. Se puede conectar un colector 114 de aire de descarga a los puertos 112 para recibir el flujo de aire de descarga de la cámara 114 de gases y conducirlo al lugar necesario.
En operación, el aire caliente a presión fluye a través del "recorrido de flujo" 34 de gas motriz. Una parte del flujo se desvía hacia dentro de la ranura 54 de descarga, de las aberturas 102 de descarga y hacia dentro de la cámara 108 de gases, como se muestra mediante las flechas A en la figura 2. Cuando la temperatura del flujo de aire aumenta o disminuye súbitamente, por ejemplo, en respuesta a movimientos rápidos de la palanca de potencia del motor hasta una posición alta o baja, la carcasa 50 interior tiende a dilatarse o contraerse más rápidamente que el rotor 12, aumentando o disminuyendo la separación C radial entre la superficie 90 interior y las puntas 40 de los álabes 16 del compresor, como se describió anteriormente respecto de la carcasa interior de la técnica anterior. Sin embargo, en la presente invención, la carcasa 50 interior está sujeta mecánicamente a la carcasa 48 exterior, más masiva y estable, mediante la brida 100 que se extiende directa y radialmente fuera de los límites de la parte 60 del recubrimiento. Esta disposición estructural reduce en gran medida la cantidad de movimiento radial de la carcasa 50 interior. Debido a que la brida 100 se carga directamente con tensión o compresión, hay poca o ninguna flexión de la parte 60 de recubrimiento que podría estar asociada con un soporte en voladizo. Esto reduce la respuesta térmica, y reduce la variación de la separación C radial en condiciones de operación cambiantes, lo que mejora la eficacia del compresor y permite implementar tolerancias de diseño más estrechas.
Lo anterior es la descripción de un conjunto de carcasa de descarga que comprende una carcasa exterior anular y una carcasa interior. La carcasa interior comprende una parte de recubrimiento anular que tiene una superficie exterior radialmente en frente de una superficie interior radialmente, y una brida plana generalmente que se extiende radialmente hacia fuera desde la superficie exterior radialmente. La brida incluye una serie circunferencial de aberturas de descarga formadas a su través. La brida está unida a la carcasa exterior para reducir la respuesta térmica de la carcasa interior.

Claims (7)

1. Un conjunto (44) de compresor que comprende:
un rotor (12) que tiene una pluralidad de álabes (16) que se extienden radialmente hacia fuera unidos al mismo;
una carcasa (48) exterior anular que tiene una pared posterior; y
una carcasa (50) interior anular que incluye:
una primera parte (60) de recubrimiento que rodea dichos álabes, teniendo dicha primera parte de recubrimiento una superficie interior orientada radialmente en frente de una superficie (88) exterior orientada radialmente, estando conectadas dichas superficies interior y exterior por una pared (58) anterior; y
en la que dicha carcasa (50) interior está dispuesta en relación de separación con dicha carcasa exterior, de manear que se define una ranura (54) de descarga anular entre dicha pared (56) posterior de dicha carcasa exterior y dicha pared (58) anterior de dicha primera parte (60) de recubrimiento de dicha carcasa interior;
Caracterizado por una brida (100) que se extiende radialmente hacia fuera desde dicha superficie exterior, estando dicha brida conectada a dicha carcasa exterior, alineada con la posición axial de dichos álabes y teniendo una pluralidad de aberturas (102) de descarga formadas a su través.
2. El conjunto de compresor de la reivindicación 1 que comprende además:
una fila (14) de estatores que comprende una pluralidad de álabes (18) de estátor que se extienden radialmente hacia dentro, incluyendo cada uno de dichos álabes de estátor una banda anular que tiene extremos (96, 86) anterior y posterior; y
una carcasa (52) posterior anular que incluye un brazo (64) que se extiende axialmente hacia delante conectado a un brazo (66) que se extiende radialmente hacia dentro, incluyendo dicho brazo que se extiende radialmente hacia dentro una segunda parte (78) de recubrimiento anular, en el que dicha fila de estatores está dispuesta entre dicha primera parte (60) de recubrimiento de dicha carcasa interior y dicha segunda parte (78) de recubrimiento de dicha carcasa (52) posterior.
3. El conjunto de compresor de la reivindicación 2 en el que cada una de dichas bandas anulares de la fila de estatores incluye:
una vía (96) anterior dispuesta en dicho extremo anterior de dicha banda anular, siendo recibida dicha vía anterior en un surco (92) circunferencial formado en dicha primera parte (60) de recubrimiento; y
una vía (86) posterior dispuesta en dicho extremo posterior de dicha banda anular, siendo recibida dicha vía posterior en un surco (82) circunferencial formado en dicho segunda parte (78) de recubrimiento.
4. El conjunto de compresor de la reivindicación 1 que comprende además un sello (110) anular dispuesto alrededor de dicha fila de estatores.
5. El conjunto de compresor de la reivindicación 1 que comprende además un material abrasible dispuesto sobre dicha superficie interior radialmente de dicha primera parte de recubrimiento.
6. El conjunto de compresor de la reivindicación 1 en el que dicha pared (58) anterior está dispuesta formando un ángulo agudo con dicha superficie interior.
7. El conjunto de compresor de al reivindicación 1 en el que la brida incluye además una serie circunferencial de orificios (104) de montaje formados a su través, radialmente hacia fuera de dichas aberturas de descarga.
ES03253582T 2002-08-15 2003-06-06 Carcasa de descarga de compresor. Expired - Lifetime ES2300544T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/219,961 US6783324B2 (en) 2002-08-15 2002-08-15 Compressor bleed case
US219961 2002-08-15

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2300544T3 true ES2300544T3 (es) 2008-06-16

Family

ID=31714836

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES03253582T Expired - Lifetime ES2300544T3 (es) 2002-08-15 2003-06-06 Carcasa de descarga de compresor.

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6783324B2 (es)
EP (1) EP1398474B1 (es)
JP (1) JP4393797B2 (es)
DE (1) DE60318792T2 (es)
ES (1) ES2300544T3 (es)

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7094029B2 (en) * 2003-05-06 2006-08-22 General Electric Company Methods and apparatus for controlling gas turbine engine rotor tip clearances
FR2860041B1 (fr) * 2003-09-22 2005-11-25 Snecma Moteurs Realisation de l'etancheite dans un turboreacteur pour le prelevement cabine par tube a double rotule
FR2875851B1 (fr) * 2004-09-28 2006-12-29 Snecma Moteurs Sa Dispositif d'etancheite dispose entre un compresseur haute-pression et un diffuseur de turbomachine
FR2878293B1 (fr) * 2004-11-24 2009-08-21 Snecma Moteurs Sa Montage de secteurs de distributeur dans un compresseur axial
WO2006091138A1 (en) * 2005-02-25 2006-08-31 Volvo Aero Corporation A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine
US7374396B2 (en) * 2005-02-28 2008-05-20 General Electric Company Bolt-on radial bleed manifold
US7704038B2 (en) * 2006-11-28 2010-04-27 General Electric Company Method and apparatus to facilitate reducing losses in turbine engines
US8388308B2 (en) * 2007-10-30 2013-03-05 General Electric Company Asymmetric flow extraction system
FR2925109B1 (fr) * 2007-12-14 2015-05-15 Snecma Module de turbomachine muni d'un dispositif d'amelioration des jeux radiaux
FR2925130B1 (fr) * 2007-12-14 2012-07-27 Snecma Dispositif de prelevement d'air dans un compresseur de turbomachine
EP2078837A1 (de) * 2008-01-11 2009-07-15 Siemens Aktiengesellschaft Zapfluftentnahmevorrichtung für einen Verdichter eines Gasturbinentriebwerks
US8100633B2 (en) * 2008-03-11 2012-01-24 United Technologies Corp. Cooling air manifold splash plates and gas turbines engine systems involving such splash plates
DE102010036071A1 (de) * 2010-09-01 2012-03-01 Mtu Aero Engines Gmbh Gehäuseseitige Struktur einer Turbomaschine
US8734091B2 (en) * 2011-04-27 2014-05-27 General Electric Company Axial compressor with arrangement for bleeding air from variable stator vane stages
FR2978735A1 (fr) * 2011-08-05 2013-02-08 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison plus particulierement adapte pour assurer la liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef
FR2978732B1 (fr) * 2011-08-05 2013-09-06 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison plus particulierement adapte pour assurer la liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef
US9322337B2 (en) * 2012-06-20 2016-04-26 United Technologies Corporation Aerodynamic intercompressor bleed ports
US9528391B2 (en) * 2012-07-17 2016-12-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine outer case with contoured bleed boss
US10030539B2 (en) 2012-12-18 2018-07-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine inner case including non-symmetrical bleed slots
JP6092613B2 (ja) 2012-12-26 2017-03-08 三菱日立パワーシステムズ株式会社 軸流圧縮機及び軸流圧縮機の運転方法
EP2938837B1 (en) * 2012-12-29 2018-06-27 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
WO2014105800A1 (en) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US9810157B2 (en) 2013-03-04 2017-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor shroud reverse bleed holes
US9726084B2 (en) 2013-03-14 2017-08-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor bleed self-recirculating system
EP2803822B1 (fr) * 2013-05-13 2019-12-04 Safran Aero Boosters SA Système de prélèvement d'air de turbomachine axiale
EP3011155B1 (en) * 2013-06-19 2020-12-30 United Technologies Corporation Heat shield
DE102013017713B4 (de) * 2013-10-24 2022-10-27 Man Energy Solutions Se Turbomaschine
EP2871368B1 (de) 2013-11-12 2018-09-12 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinenverdichter
EP2977590B1 (en) * 2014-07-25 2018-01-31 Ansaldo Energia Switzerland AG Compressor assembly for gas turbine
GB201518448D0 (en) * 2015-10-19 2015-12-02 Rolls Royce Compressor
JP6563312B2 (ja) * 2015-11-05 2019-08-21 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジンの抽気構造
FR3048017B1 (fr) * 2016-02-24 2019-05-31 Safran Aircraft Engines Redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef, comprenant des orifices de prelevement d'air de forme etiree selon la direction circonferentielle
US10302019B2 (en) 2016-03-03 2019-05-28 General Electric Company High pressure compressor augmented bleed with autonomously actuated valve
US10227930B2 (en) 2016-03-28 2019-03-12 General Electric Company Compressor bleed systems in turbomachines and methods of extracting compressor airflow
US10539153B2 (en) 2017-03-14 2020-01-21 General Electric Company Clipped heat shield assembly
ES2760550T3 (es) * 2017-04-07 2020-05-14 MTU Aero Engines AG Disposición de junta para una turbina de gas
US20180313364A1 (en) * 2017-04-27 2018-11-01 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot including turning vanes
US10934943B2 (en) * 2017-04-27 2021-03-02 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange
JP7373051B2 (ja) * 2020-02-20 2023-11-01 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジンの圧縮機の組付構造
FR3109792B1 (fr) * 2020-04-30 2022-04-29 Safran Aircraft Engines Montage d’un anneau d’étanchéité sur une turbomachine aéronautique
US20230003141A1 (en) * 2021-06-30 2023-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Outside fit flange for aircraft engine
US11828226B2 (en) * 2022-04-13 2023-11-28 General Electric Company Compressor bleed air channels having a pattern of vortex generators

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US593277A (en) * 1897-11-09 Herbert l
BE463344A (es) * 1945-01-23
BE551816A (es) * 1955-11-10
US3142438A (en) * 1961-04-21 1964-07-28 Rolls Royce Multi-stage axial compressor
US3945759A (en) * 1974-10-29 1976-03-23 General Electric Company Bleed air manifold
US3966354A (en) * 1974-12-19 1976-06-29 General Electric Company Thermal actuated valve for clearance control
GB1501916A (en) 1975-06-20 1978-02-22 Rolls Royce Matching thermal expansions of components of turbo-machines
DE3316535A1 (de) * 1983-05-06 1984-11-08 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turboverdichter mit einlaufbelag
JPS62153504A (ja) * 1985-12-26 1987-07-08 Toshiba Corp シユラウドセグメント
GB2192229B (en) 1986-07-04 1990-05-02 Rolls Royce Plc A compressor and air bleed system
US5059093A (en) 1990-06-07 1991-10-22 United Technologies Corporation Compressor bleed port
US5118253A (en) 1990-09-12 1992-06-02 United Technologies Corporation Compressor case construction with backbone
US5203162A (en) 1990-09-12 1993-04-20 United Technologies Corporation Compressor bleed manifold for a gas turbine engine
US5209633A (en) 1990-11-19 1993-05-11 General Electric Company High pressure compressor flowpath bleed valve extraction slot
US5181826A (en) * 1990-11-23 1993-01-26 General Electric Company Attenuating shroud support
US5351478A (en) 1992-05-29 1994-10-04 General Electric Company Compressor casing assembly
US5327716A (en) 1992-06-10 1994-07-12 General Electric Company System and method for tailoring rotor tip bleed air
US5593276A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Turbine shroud hanger
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
FR2780443B1 (fr) * 1998-06-25 2000-08-04 Snecma Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
US6109868A (en) 1998-12-07 2000-08-29 General Electric Company Reduced-length high flow interstage air extraction
DE19919654A1 (de) * 1999-04-29 2000-11-02 Abb Alstom Power Ch Ag Hitzeschild für eine Gasturbine
US6325595B1 (en) 2000-03-24 2001-12-04 General Electric Company High recovery multi-use bleed

Also Published As

Publication number Publication date
DE60318792D1 (de) 2008-03-13
US6783324B2 (en) 2004-08-31
DE60318792T2 (de) 2009-01-22
US20040033133A1 (en) 2004-02-19
JP4393797B2 (ja) 2010-01-06
EP1398474A2 (en) 2004-03-17
EP1398474B1 (en) 2008-01-23
EP1398474A3 (en) 2005-01-26
JP2004076726A (ja) 2004-03-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2300544T3 (es) Carcasa de descarga de compresor.
ES2288501T3 (es) Contacto entre alabe de guia de entrada y soporte de refuerzo.
CA2853959C (en) Integrated strut and vane arrangements
CN100489398C (zh) 燃气涡轮发动机机架流道衬垫支承
US3656862A (en) Segmented seal assembly
US9845695B2 (en) Gas turbine seal assembly and seal support
US3314654A (en) Variable area turbine nozzle for axial flow gas turbine engines
US9903216B2 (en) Gas turbine seal assembly and seal support
US5545004A (en) Gas turbine engine with hot gas recirculation pocket
RU2007111671A (ru) Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
GB2313161A (en) Turbine casing comprising axially connected rings with integral stator vanes.
JP2002155701A (ja) 時計方向にずらしたタービン翼形部の冷却
US20180230839A1 (en) Turbine engine shroud assembly
US7770401B2 (en) Combustor and component for a combustor
US10815884B2 (en) Gas turbine engine de-icing system
US6129513A (en) Fluid seal
US10746033B2 (en) Gas turbine engine component
US11879347B2 (en) Turbine housing cooling device
KR20230007221A (ko) 터빈 노즐 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11428111B2 (en) Device for cooling a turbomachine housing
US10443426B2 (en) Blade outer air seal with integrated air shield
CN114096739B (zh) 燃气涡轮发动机中的密封组件
US11555408B2 (en) Device for attaching blades in a contra-rotating turbine
JP2019060336A (ja) タービン排気ディフューザ