FR2635824A1 - Turbomoteur a turbine a gaz entrainant par un reducteur des rotors a helices ou des rotors de soufflante - Google Patents
Turbomoteur a turbine a gaz entrainant par un reducteur des rotors a helices ou des rotors de soufflante Download PDFInfo
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Abstract
a) Turbomoteur à turbine à gaz entraînant par un réducteur des rotors à hélices ou des rotors de soufflante. b) Il est caractérisé en ce qu'entre la turbine à gaz 2 et le réducteur 3, il est prévu un rotor de soufflante 5 sur l'arbre 4, rotor placé dans le canal de passage d'air de refroidissement 6 du courant d'air de refroidissement du radiateur d'huile. c) L'invention concerne un turbomoteur à turbine à gaz entraînant par un réducteur des rotors à hélices ou des rotors de soufflante.
Description
"Turbomoteur à turbine à gaz entraînant par un réduc-
teur des rotors à hélices ou des rotors de soufflante"
La présente invention concerne un turbomo-
teur comportant une turbine à gaz qui entraîne des ro-
tors d'hélices ou des rotors de soufflante par l'in-
termédiaire d'un réducteur, ce dernier ayant un systè-
me d'huile de graissage indépendant formé d'un radia-
teur d'huile, d'une pompe à huile et d'un réservoir d'huile. On connaît par exemple un turbomoteur du type ci-dessus selon DE-OS 37 14 990; dans celui-ci, la chaleur perdue dégagée en quantités importantes par
le réducteur, est évacuée par un système de refroidis-
sement par circulation d'air réalisé sous la forme d.'un ensemble compact. Le fonctionnement de ce système
de refroidissement dépend principalement de la garan-
tie d'une alimentation certaine en air de refroidisse-
ment quels que soient les états de fonctionnement du moteur pour le radiateur d'huile. L'inconvénient de ce mode de réalisation se remarque notamment en ce qu'au ralenti ou au sol, on a une transformation importante d'énergie liée à une émission thermique importante
alors que le radiateur d'huile reçoit à peine suffi-
samment d'air de refroidissement.
La présente invention a ainsi pour but de permettre une alimentation en air de refroidissement suffisante pour tous les états de fonctionnement du moteur et de garantir l'alimentation du radiateur d'huile. A cet effet, l'invention concerne un turbo- moteur du type ci-dessus, caractérisé en ce qu'entre
la turbine à gaz et le réducteur, il est prévu un ro-
tor de soufflante sur l'arbre, rotor placé dans le canal de passage d'air de refroidissement du courant
d'air de refroidissement du radiateur d'huile.
Cette disposition offre l'avantage d'assurer le débit d'air de refroidissement nécessaire, par une
soufflante complémentaire. Le débit que l'on peut ob-
tenir, dépend ainsi principalement de la vitesse de rotation de l'arbremoteur et du diamètre choisi pour le rotor de la machine soufflante. On obtient ainsi une alimentation suffisante en air de refroidissement même dans des conditions de fonctionnement extrêmes,
avec une pression faible au niveau de l'entrée du ca-
nal de passage de l'air de refroidissement. Cela se produit par exemple lors de l'inversion de poussée, à l'atterrissage d'un avion, notamment si l'inversion de
poussée se fait par un réglage des pales.
Le radiateur d'huile peut avantageusement être conçu pour des pertes de charge importantes pour l'air de refroidissement et avoir ainsi les dimensions plus faibles et une construction plus légère. En même temps, on réduit l'air de refroidissement nécessaire, ce qui permet de réduire les influences gênantes au
niveau du procédé de fonctionnement du moteur.
Le nombre et l'importance des entretoises
servant au passage de l'air de refroidissement à l'en-
trée du compresseur peuvent être réduits grâce aux pertes de charge acceptables, plus importantes, ce qui
donne un passage plus avantageux à l'entrée de la tur-
bine à gaz. En outre, grâce aux pertes de charge ac-
ceptables, plus importantes, on peut réduire la sec-
tion de passage du canal d'air de refroidissement.
Cela libère de manière complémentaire de la place dans le boîtier du moyeu. Grâce au montage direct sans transmission
intermédiaire sur l'arbre, on arrive à une construc-
tion compacte et relativement simple pour l'intégra-
tion de l'étage de la soufflante. De plus, comme il n'y a pas de transmission intermédiaire, on a pour le
rotor de la soufflante un fonctionnement demandant ex-
trêmement peu d'entretien.
Du fait des contraintes mécaniques et ther-
miques relativement faibles, le rotor de la machine soufflante peut être réalisé en construction légère utilisant des matériaux légers, faiblement anoblis
(comme par exemple des alliages d'aluminium). L'aug-
mentation de poids liée au rotor radial est ainsi ré-
duite à un minimum; il en est de même des forces d'inertie qui en résultent et qui pourraient limiter
la réponse dynamique des étages de rotors de soufflan-
te.
Selon un développement avantageux de l'in-
vention, le canal de passage de l'air de refroidisse-
ment a une forme de U en section axiale et il s'étend radialement vers l'intérieur à partir des orifices
d'aspiration situés à la périphérie du moyeu, il com-
porte dans son coude le rotor de la machine soufflan-
te, puis revient radialement à l'extérieur. Cela per-
met une disposition compacte et avantageuse sur le
plan fluidique.
Selon un autre développement avantageux de l'invention, le rotor de soufflante est en forme de rotor de soufflante radiale, ce qui permet d'obtenir une différence de pression, élevée pour une compacité maximale.
Selon un autre mode de réalisation avanta-
geux de l'invention, le canal de passage de l'air de refroidissement débouche dans une chambre extérieure en passant par des nervures d'appui, creuses dans le canal d'entrée de la turbine à gaz. On évite que l'air chaud influence les paramètres de fonctionnement de la turbine à gaz (élévation de la température d'entrée du compresseur haute pression). Selon une variante, le canal de passage de l'air de refroidissement est relié par un nombre de nervures d'appui creuses, ouvertes à
l'arête de sortie, dans le canal d'entrée de la turbi-
ne à gaz. Même s'il en résulte une action sur les pa-
ramètres de la turbine à gaz, cela permet d'utiliser l'augmentation de pression créée par l'étage de la soufflante pour l'entraînement et de réinjecter de nouveau l'air de refroidissement de manière utile au
fonctionnement du moteur.
De manière avantageuse, les orifices d'aspi-
ration sont des tamis en forme de segments de cylindre répartis au-delà de la périphérie du moyeu. On réalise ainsi un contour extérieur de moyeu, avantageux sur le plan de l'écoulement, au niveau en amont du canal
d'entrée de la turbine à gaz.
De façon avantageuse, à l'intérieur du ta-
mis, on a un second tamis concentrique et en déçalant la rangée intérieure de tamis, on modifie la section d'ouverture du canal de passage. Ainsi, de manière
simple, on peut régler le débit de l'air de refroi-
dissement. En même temps, ce dispositif permet d'évi-
ter en charge partielle, lorsque la prise d'air de re-
froidissement est réduite, tout effet défavorable sur
l'écoulement du moteur principal.
Selon une variante de réalisation de l'in-
vention, les orifices d'aspiration du canal de passage d'air de refroidissement sont prévus à l'intérieur du canal d'entrée de la turbine de gaz et le rotor de la machine soufflante est en amont du radiateur d'huile dans le sens de passage, le canal de passage du fluide de refroidissement étant relié à des conduites de dé-
givrage en aval du radiateur d'huile. De cette maniè-
re, on peut utiliser l'air de refroidissement réchauf-
fé par le radiateur d'huile pour dégivrer le moyeu, par exemple du spinner ou des parties des pales de la
soufflante proches du moyeu.
De manière préférentielle, le canal de pas-
sage d'air de refroidissement est relié à des canaux de dégivrage qui passent sous la pellicule extérieure au niveau de l'avant et qui présentent des orifices de
sortie répartis régulièrement. L'air de refroidisse-
ment qui s'échappe évite ainsi le givrage du segment de moyeu. En variante ou de manière complémentaire, le canal de passage de l'air de refroidissement est relié aux canaux de dégivrage des bords d'attaque des pales
de la soufflante, ce qui évite également leur givrage.
Selon un autre mode de réalisation de l'in-
vention, le rotor de la soufflante peut être débrayé
de l'arbre, ce qui en cas de pressions statiques suf-
fisantes, par exemple en vol, permet de supprimer le
travail de ventilation assuré par le rotor de la ma-
chine soufflante.
En variante, on peut introduire dans le ca-
nal de passage de l'air de refroidissement, un regis-
tre pour régler le débit d'air de refroidissement ou
le travail de ventilation du rotor de soufflante.
- La présente invention sera décrite ci-après de manière plus détaillée à l'aide des dessins annexés, dans lesquels: - la figure 1 est une coupe axiale schématique de la
partie avant d'un turbomoteur à rotors de soufflante.
- la figure 2 est une vue de détail coupée du
turbomoteur de soufflante avec deux modes de réalisa-
tion préférentiels de l'invention.
- la figure 3 est une coupe axiale partielle d'une variante de réalisation de l'invention. Le turbomoteur 1 représenté à la figure 1 se compose principalement de deux rangées de pales de soufflante 9, 10 réparties à la périphérie et qui
tournent en sens opposé en étant couplées à un réduc-
teur 3. Le réducteur 3 est relié à la turbine à gaz 2
non représentée en détail par l'intermédiaire d'un ar-
bre 4; cette turbine entraîne les pales de soufflante 9-10. La turbine à gaz 2 est alimenté en air frais par le canal d'entrée 11 de la turbine. Entre la rangée
arrière des pales de soufflante 10 et le canal d'en-
trée de la turbine à gaz 11, se trouvent les orifices d'aspiration 8 du canal d'air de refroidissement 6,
orifices répartis à la périphérie; l'air de refroi-
dissement est fourni au radiateur d'huile 7 par ce ca-
nal. En aval du radiateur d'huile 7, on a un rotor de soufflante 5 monté sur l'arbre 4; ce rotor fournit le
courant d'air de refroidissement à une chambre exté-
rieure 13 en passant par un certain pombre de nervures
d'appui 12, creuses.
La figure 2 montre deux variantes de réali-
sation. Le mode de réalisation représenté au-dessus de
l'axe médian 14 comporte un rotor de soufflante 5 com-
me rotor de soufflante axiale à un étage monté sur l'arbre 4. Les orifices d'aspiration 8 sont réalisés sous la forme de tamis 15 en section de cylindre à
l'intérieur desquels on a une seconde rangée concen-
trique de tamis 16; en décalant l'une des rangées de
tamis dans la direction axiale ou périphérique, on mo-
difie la section d'ouverture du canal de passage d'air
de refroidissement. Le canal de passage d'air de re-
froidissement 6 débouche dans un certain nombre de nervures d'appui 17, creuses dont l'arête de sortie 18 est ouverte, si bien que le canal de passage d'air de refroidissement 6 est relié au canal d'entrée 11 de la turbine à gaz et l'air de refroidissement du canal 6 se mélange à l'air frais aspiré dans le canal d'entrée
de la turbine 11.
Dans le mode de réalisation représenté à la figure 2 en-dessous de l'axe médian 14, le rotor de soufflante 16 correspondant à une soufflante radiale
et entre le radiateur d'huile 7 et le rotor de souf-
flante 5, on a un registre 19 dans le canal de passage
6 pour modifier le débit d'air de refroidissement.
Le mode de réalisation représenté à la figu-
re 3 comporte des orifices d'aspiration 8 qui dévient
vers le canal d'entrée de la turbine à gaz 11 une par-
tie de l'air d'aspiré, alimentant le rotor de souf-
flante 5. Le radiateur d'huile 7 est logé dans le ca-
nal de passage 6 en aval du rotor 5; en aval du ra-
diateur d'huile 7, le canal de passage 6 est relié à des conduites de dégivrage 20. Celles-ci sont placées sous la pellicule extérieure 21 jusqu'au niveau du bec
22 du turbomoteur de soufflante 1; une partie du cou-
rant de fluide de refroidissement s'échappe à l'exté-
rieur par des orifices de sortie 23 répartis réguliè-
rement. En variante ou de manière complémentaire, le canal de passage de l'air de refroidissement 6 peut également être relié à des canaux de dégivrage 24 au
niveau du bord d'attaque 25 des pales de la soufflan-
te.
Claims (1)
- 7) Turbomoteur selon l'une quelconque desrevendications 1 à 5, caractérisé en ce que le canalde passage d'air de refroidissement (6) est relié par un certain nombre de nervures d'appui (17), creuses, ouvertes au niveau de l'arête de sortie (18), au canal d'entrée (11) de la turbine à gaz, dans le sens de l'écoulement. 8') Turbomoteur selon l'une quelconque desrevendications i à 7, caractérisé en ce que les ori-fices d'aspiration (8) sont formés par des tamis (15) en forme de segments de cylindre et qui sont répartisà la périphérie du moyeu.9') Turbomoteur selon la revendication 8,caractérisé par une seconde rangée de tamis (16) con-centriques, placés à l'intérieur du tamis (15) et par décalage de l'un des tamis (15, 16), on modifie lasection de l'ouverture du canal de passage (6).') Turbomoteur selon l'une quelconque desrevendications i à 5, caractérisé en ce que les orifi-ces d'aspiration (8) du canal de passage d'air de re-froidissement (6) sont prévus à l'intérieur du canald'entrée (11) de la turbine à gaz, le rotor de souf-flante (5) se trouve en amont du radiateur d'huile (7) dans le sens de l'écoulement et le canal de passage defluide de refroidissement (6) est relié à des condui-tes de dégivrage (20) en aval du radiateur à huile (7). 11') Turbomoteur selon la revendication 10,caractérisé en ce que le canal de passage d'air de re-froidissement (6) est relié par des conduites de dégi-vrage (20) passant sous le recouvrement extérieur (21) pour arriver dans la zone avant (22), conduites quiprésentent des orifices de sortie (23) répartis régu-lièrement. 12') Turbomoteur selon la revendication 10,caractérisé en ce que le canal de passage d'air de re-froidissement (6) est relié par des canaux de dégivra-ge (24) à l'arête avant des pales de la soufflante (25). 13') Turbomoteur selon l'une quelconque desrevendications 1 à 12, caractérisé en ce que le rotorde soufflante (5) peut être débrayé de l'arbre (4).14') Turbomoteur selon l'une quelconque desrevendications 1 à 13, caractérisé en ce qu'un regis-tre (19) peut être introduit dans le canal de passaged'air de refroidissement (6).
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|---|---|---|---|
| DE3828834A DE3828834C1 (fr) | 1988-08-25 | 1988-08-25 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2635824A1 true FR2635824A1 (fr) | 1990-03-02 |
| FR2635824B1 FR2635824B1 (fr) | 1993-05-21 |
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8911263A Expired - Fee Related FR2635824B1 (fr) | 1988-08-25 | 1989-08-25 | Turbomoteur a turbine a gaz entrainant par un reducteur des rotors a helices ou des rotors de soufflante |
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|---|---|
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| GB (1) | GB2222855B (fr) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012066262A2 (fr) * | 2010-11-19 | 2012-05-24 | Snecma | Pale pour une helice de turbomachine |
| FR3023587A1 (fr) * | 2014-07-10 | 2016-01-15 | Turbomeca | Turbomachine a systeme de refroidissement autonome d'equipements. |
| FR3041392A1 (fr) * | 2015-09-17 | 2017-03-24 | Labinal Power Systems | Groupe de refroidissement pour un moteur ou une boite d'engrenages d'aeronef |
Families Citing this family (97)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2251031B (en) * | 1990-12-19 | 1995-01-18 | Rolls Royce Plc | Cooling air pick up |
| US5269135A (en) * | 1991-10-28 | 1993-12-14 | General Electric Company | Gas turbine engine fan cooled heat exchanger |
| FR2705996B1 (fr) * | 1993-06-03 | 1995-07-07 | Snecma | Système de dégivrage des parties avant d'une turbomachine. |
| US5655359A (en) * | 1995-05-15 | 1997-08-12 | The Boeing Company | Passive cooling device and method for cooling an auxiliary power unit on an airplane |
| DE19524731A1 (de) * | 1995-07-07 | 1997-01-09 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Turboprop-Triebwerk mit einem Luft-Ölkühler |
| US5649418A (en) * | 1995-08-07 | 1997-07-22 | Solar Turbines Incorporated | Integrated power converter cooling system using turbine intake air |
| FR2788308A1 (fr) * | 1999-01-07 | 2000-07-13 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'un reducteur de vitesse de turbomachine |
| US6651929B2 (en) * | 2001-10-29 | 2003-11-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Passive cooling system for auxiliary power unit installation |
| DE10200459A1 (de) * | 2002-01-09 | 2003-07-24 | Airbus Gmbh | Lufteinlauf für ein Hilfstriebwerk in einem Flugzeug |
| DE10215551A1 (de) | 2002-04-09 | 2003-10-23 | Rolls Royce Deutschland | Turboprop-Flugzeugtriebwerk |
| DE10233947A1 (de) * | 2002-07-25 | 2004-02-12 | Siemens Ag | Windkraftanlage |
| DE10335482B4 (de) | 2003-08-02 | 2008-04-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Staulufteinlass eines Flugzeuges |
| US7231767B2 (en) * | 2004-04-16 | 2007-06-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Forced air cooling system |
| DE602004027766D1 (de) | 2004-12-01 | 2010-07-29 | United Technologies Corp | Hydraulische dichtung für ein getriebe eines spitzenturbinenmotors |
| WO2006060014A1 (fr) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Systeme de generateur-demarreur pour moteur de turbine a pression d’entree |
| US8033092B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-10-11 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine integral fan, combustor, and turbine case |
| US7631480B2 (en) | 2004-12-01 | 2009-12-15 | United Technologies Corporation | Modular tip turbine engine |
| US20090148273A1 (en) * | 2004-12-01 | 2009-06-11 | Suciu Gabriel L | Compressor inlet guide vane for tip turbine engine and corresponding control method |
| WO2006059972A1 (fr) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Commande à distance d'étage variable de compresseur pour moteur à turbine |
| US8468795B2 (en) * | 2004-12-01 | 2013-06-25 | United Technologies Corporation | Diffuser aspiration for a tip turbine engine |
| WO2006059993A1 (fr) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Moteur à turbine en bout avec étages soufflante et turbine multiples |
| US7887296B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-15 | United Technologies Corporation | Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine |
| WO2006059974A1 (fr) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Ensemble de boite de vitesses a couplage proximal pour moteur de turbine a pression d'entree |
| US7976273B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine support structure |
| WO2006110122A2 (fr) | 2004-12-01 | 2006-10-19 | United Technologies Corporation | Purgeur gonflable destine a un moteur a turbine |
| US8083030B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Gearbox lubrication supply system for a tip engine |
| WO2006059996A1 (fr) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Ailettes de rotor de soufflante pour moteur a turbine en bout |
| WO2006059990A1 (fr) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Refroidissement regeneratif des aubes et pales de turbine pour moteur a turbine d'extremite |
| US8152469B2 (en) | 2004-12-01 | 2012-04-10 | United Technologies Corporation | Annular turbine ring rotor |
| WO2006110125A2 (fr) * | 2004-12-01 | 2006-10-19 | United Technologies Corporation | Elements annulaires empiles pour moteurs a turbine |
| EP1834067B1 (fr) | 2004-12-01 | 2008-11-26 | United Technologies Corporation | Ensemble de pales de soufflante pour moteur a turbine de bout et procede de montage |
| EP1828568B1 (fr) | 2004-12-01 | 2011-03-23 | United Technologies Corporation | Ensemble rotor de soufflante-turbine pour moteur a turbine de bout |
| WO2006059986A1 (fr) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Moteur a turbine de bout et procede de fonctionnement avec inversion de la circulation d'air du noyau du ventilateur |
| US8757959B2 (en) | 2004-12-01 | 2014-06-24 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine comprising a nonrotable compartment |
| DE602004019709D1 (de) * | 2004-12-01 | 2009-04-09 | United Technologies Corp | Tip-turbinentriebwerk und entsprechendes betriebsverfahren |
| WO2006110124A2 (fr) * | 2004-12-01 | 2006-10-19 | United Technologies Corporation | Refroidissement par ejecteur de l'enveloppe exterieure d'un moteur a turbine de bout |
| EP1825113B1 (fr) * | 2004-12-01 | 2012-10-24 | United Technologies Corporation | Boîte de vitesses contre-rotative pour moteur à turbine en bout |
| US9003759B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Particle separator for tip turbine engine |
| US8024931B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-09-27 | United Technologies Corporation | Combustor for turbine engine |
| US8641367B2 (en) | 2004-12-01 | 2014-02-04 | United Technologies Corporation | Plurality of individually controlled inlet guide vanes in a turbofan engine and corresponding controlling method |
| US7921635B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-04-12 | United Technologies Corporation | Peripheral combustor for tip turbine engine |
| WO2006060013A1 (fr) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Ensemble de joint de rotor de ventilateur de moteur de turbine a pression d’entree |
| US7631485B2 (en) * | 2004-12-01 | 2009-12-15 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine with a heat exchanger |
| US7883314B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-08 | United Technologies Corporation | Seal assembly for a fan-turbine rotor of a tip turbine engine |
| US7882695B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-08 | United Technologies Corporation | Turbine blow down starter for turbine engine |
| US8061968B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-11-22 | United Technologies Corporation | Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine |
| EP1831521B1 (fr) | 2004-12-01 | 2008-08-20 | United Technologies Corporation | Ensemble aubes de guidage d'admission de soufflante variable, turbomachine dotee d'un tel ensemble et procede de commande correspondant |
| WO2006060006A1 (fr) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Cone arriere non metallique de moteur a turbine de bout |
| WO2006059979A1 (fr) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Carter intégral, aube fixe, bâti et mélangeur d'un moteur à turbine en bout |
| US8033094B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-10-11 | United Technologies Corporation | Cantilevered tip turbine engine |
| US7845157B2 (en) | 2004-12-01 | 2010-12-07 | United Technologies Corporation | Axial compressor for tip turbine engine |
| US8561383B2 (en) | 2004-12-01 | 2013-10-22 | United Technologies Corporation | Turbine engine with differential gear driven fan and compressor |
| WO2006060009A1 (fr) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Moteur à aubes de turbine comprenant des groupes d'aubes et une disposition de blocage de fixation radial pour ceux-ci |
| US7854112B2 (en) * | 2004-12-01 | 2010-12-21 | United Technologies Corporation | Vectoring transition duct for turbine engine |
| WO2006062497A1 (fr) | 2004-12-04 | 2006-06-15 | United Technologies Corporation | Bâti moteur à turbine en bout de pale |
| US20060130454A1 (en) * | 2004-12-22 | 2006-06-22 | Caterpillar Inc. | Cooling system using gas turbine engine air stream |
| GB0708459D0 (en) * | 2007-05-02 | 2007-06-06 | Rolls Royce Plc | A temperature controlling arrangement |
| US8967945B2 (en) | 2007-05-22 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Individual inlet guide vane control for tip turbine engine |
| US8708643B2 (en) * | 2007-08-14 | 2014-04-29 | General Electric Company | Counter-rotatable fan gas turbine engine with axial flow positive displacement worm gas generator |
| US8210798B2 (en) | 2008-02-13 | 2012-07-03 | United Technologies Corporation | Cooled pusher propeller system |
| US7984606B2 (en) * | 2008-11-03 | 2011-07-26 | Propulsion, Gas Turbine, And Energy Evaluations, Llc | Systems and methods for thermal management in a gas turbine powerplant |
| FR2945270B1 (fr) * | 2009-05-05 | 2011-04-22 | Airbus France | Dispositif de degivrage pour pales de propulseur de type propfan |
| FR2946089B1 (fr) | 2009-05-27 | 2012-05-04 | Airbus France | Dispositif de refroidissement de fluides pour propulseur a turbomachine |
| US20110158808A1 (en) * | 2009-12-29 | 2011-06-30 | Hamilton Sundstrand Corporation | Method for propeller blade root flow control by airflow through spinner |
| US20110182723A1 (en) * | 2010-01-26 | 2011-07-28 | Airbus Operations (S.A.S) | Turbomachine aircraft propeller |
| DE102010010130B4 (de) * | 2010-03-04 | 2020-06-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbinenantrieb mit Enteisung |
| US8496448B2 (en) * | 2010-03-16 | 2013-07-30 | Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. | Pump assembly |
| US8602717B2 (en) | 2010-10-28 | 2013-12-10 | United Technologies Corporation | Compression system for turbomachine heat exchanger |
| US8973552B2 (en) | 2011-06-27 | 2015-03-10 | United Technologies Corporation | Integral oil system |
| US9200570B2 (en) | 2012-02-24 | 2015-12-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Air-cooled oil cooler for turbofan engine |
| US9151224B2 (en) * | 2012-03-14 | 2015-10-06 | United Technologies Corporation | Constant-speed pump system for engine thermal management system AOC reduction and environmental control system loss elimination |
| US9062566B2 (en) * | 2012-04-02 | 2015-06-23 | United Technologies Corporation | Turbomachine thermal management |
| US9115593B2 (en) * | 2012-04-02 | 2015-08-25 | United Technologies Corporation | Turbomachine thermal management |
| US9127566B2 (en) * | 2012-04-02 | 2015-09-08 | United Technologies Corporation | Turbomachine thermal management |
| GB201212072D0 (en) * | 2012-07-06 | 2012-08-22 | Rolls Royce Plc | Fluid intake and system for rotary machines |
| WO2014092777A1 (fr) | 2012-12-10 | 2014-06-19 | United Technologies Corporation | Moteur à turbine à gaz présentant plusieurs voies d'air accessoires |
| EP2971608B1 (fr) * | 2013-03-15 | 2020-06-10 | United Technologies Corporation | Moteur à turbine à gaz et procédé de fabrication |
| GB201406952D0 (en) * | 2014-04-17 | 2014-06-04 | Rolls Royce Plc | Open rotor propulsion engine |
| FR3021628B1 (fr) * | 2014-06-03 | 2017-12-22 | Snecma | Dispositif de degivrage et/ou d'antigivrage de recepteur de turbomachine comportant des moyens de passage d'air chaud entre deux parties de recepteur de turbomachine |
| EP3194791B1 (fr) * | 2014-07-31 | 2020-01-08 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ensemble de refroidissement d'huile de boîte de vitesses |
| CN105525992B (zh) * | 2014-10-21 | 2020-04-14 | 联合工艺公司 | 具有增材制造整流罩的增材制造管道式换热器系统 |
| US9920708B2 (en) | 2015-02-09 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine |
| US9797297B2 (en) | 2015-02-20 | 2017-10-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with common inlet |
| US9896998B2 (en) * | 2015-02-20 | 2018-02-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with modulated flow |
| US9879591B2 (en) | 2015-02-20 | 2018-01-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Engine intake assembly with selector valve |
| US9932892B2 (en) | 2015-02-20 | 2018-04-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compound engine assembly with coaxial compressor and offset turbine section |
| US20160298543A1 (en) * | 2015-04-13 | 2016-10-13 | United Technologies Corporation | Lubricant circulation system and method of circulating lubricant in a gas turbine engine |
| US10060350B2 (en) * | 2015-04-13 | 2018-08-28 | United Technologies Corporation | Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine |
| US9828914B2 (en) * | 2015-04-13 | 2017-11-28 | United Technologies Corporation | Thermal management system and method of circulating air in a gas turbine engine |
| US9777595B2 (en) * | 2015-05-05 | 2017-10-03 | United Technologies Corporation | Lubrication system for geared gas turbine engine |
| US10215096B2 (en) * | 2015-11-04 | 2019-02-26 | United Technologies Corporation | Engine with nose cone heat exchanger and radially outer discharge |
| US10267334B2 (en) * | 2016-08-01 | 2019-04-23 | United Technologies Corporation | Annular heatshield |
| US10544717B2 (en) | 2016-09-07 | 2020-01-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shared oil system arrangement for an engine component and a generator |
| US10907723B2 (en) * | 2016-09-23 | 2021-02-02 | Bell Helicopter Textron Inc. | Redundant cooling system |
| US10962103B2 (en) | 2016-09-23 | 2021-03-30 | Bell Helicopter Textron Inc. | Redundant fans for cooling system |
| US10823041B2 (en) * | 2017-12-19 | 2020-11-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Engine assembly with plenum and remote fan |
| US11215124B2 (en) * | 2019-08-27 | 2022-01-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for conditioning a fluid using bleed air from a bypass duct of a turbofan engine |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2435990A (en) * | 1945-08-17 | 1948-02-17 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine lubricating oil cooling and air inlet deicing system |
| GB636612A (en) * | 1947-06-20 | 1950-05-03 | Ferdinand Basil Greatrex | Improvements in compressors of gas turbine units |
| FR971304A (fr) * | 1947-08-18 | 1951-01-16 | Rotol Ltd | Perfectionnements relatifs aux groupes turbo-moteurs à gaz pour aéronefs |
| GB750200A (en) * | 1953-12-30 | 1956-06-13 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Improvements relating to ducted-fan, turbo-jet engines |
| GB2136880A (en) * | 1983-03-18 | 1984-09-26 | Rolls Royce | Anti-icing of gas turbine engine air intakes |
| EP0146487A1 (fr) * | 1983-12-16 | 1985-06-26 | United Technologies Corporation | Système d'échange de chaleur |
| DE3714990A1 (de) * | 1987-05-06 | 1988-12-01 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfan-turbotriebwerk |
| EP0298011A1 (fr) * | 1987-06-29 | 1989-01-04 | United Technologies Corporation | Système de lubrification et de refroidissement monté dans un capot de nez de rotor |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1322405A (en) * | 1970-10-02 | 1973-07-04 | Secr Defence | Oil systems for gas turbine engines |
| US3897168A (en) * | 1974-03-05 | 1975-07-29 | Westinghouse Electric Corp | Turbomachine extraction flow guide vanes |
-
1988
- 1988-08-25 DE DE3828834A patent/DE3828834C1/de not_active Expired
-
1989
- 1989-08-15 JP JP1211206A patent/JP2790865B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1989-08-22 GB GB8919070A patent/GB2222855B/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-08-25 US US07/398,445 patent/US4999994A/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-08-25 FR FR8911263A patent/FR2635824B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2435990A (en) * | 1945-08-17 | 1948-02-17 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine lubricating oil cooling and air inlet deicing system |
| GB636612A (en) * | 1947-06-20 | 1950-05-03 | Ferdinand Basil Greatrex | Improvements in compressors of gas turbine units |
| FR971304A (fr) * | 1947-08-18 | 1951-01-16 | Rotol Ltd | Perfectionnements relatifs aux groupes turbo-moteurs à gaz pour aéronefs |
| GB750200A (en) * | 1953-12-30 | 1956-06-13 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Improvements relating to ducted-fan, turbo-jet engines |
| GB2136880A (en) * | 1983-03-18 | 1984-09-26 | Rolls Royce | Anti-icing of gas turbine engine air intakes |
| EP0146487A1 (fr) * | 1983-12-16 | 1985-06-26 | United Technologies Corporation | Système d'échange de chaleur |
| DE3714990A1 (de) * | 1987-05-06 | 1988-12-01 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfan-turbotriebwerk |
| EP0298011A1 (fr) * | 1987-06-29 | 1989-01-04 | United Technologies Corporation | Système de lubrification et de refroidissement monté dans un capot de nez de rotor |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2012066262A2 (fr) * | 2010-11-19 | 2012-05-24 | Snecma | Pale pour une helice de turbomachine |
| FR2967646A1 (fr) * | 2010-11-19 | 2012-05-25 | Snecma | Pale pour une helice de turbomachine |
| WO2012066262A3 (fr) * | 2010-11-19 | 2013-08-08 | Snecma | Pale pour une helice de turbomachine |
| FR3023587A1 (fr) * | 2014-07-10 | 2016-01-15 | Turbomeca | Turbomachine a systeme de refroidissement autonome d'equipements. |
| FR3041392A1 (fr) * | 2015-09-17 | 2017-03-24 | Labinal Power Systems | Groupe de refroidissement pour un moteur ou une boite d'engrenages d'aeronef |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB8919070D0 (en) | 1989-10-04 |
| JP2790865B2 (ja) | 1998-08-27 |
| GB2222855B (en) | 1992-09-30 |
| US4999994A (en) | 1991-03-19 |
| DE3828834C1 (fr) | 1989-11-02 |
| GB2222855A (en) | 1990-03-21 |
| JPH0281930A (ja) | 1990-03-22 |
| FR2635824B1 (fr) | 1993-05-21 |
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Effective date: 20060428 |