JP2790865B2 - ターボエンジン - Google Patents

ターボエンジン

Info

Publication number
JP2790865B2
JP2790865B2 JP1211206A JP21120689A JP2790865B2 JP 2790865 B2 JP2790865 B2 JP 2790865B2 JP 1211206 A JP1211206 A JP 1211206A JP 21120689 A JP21120689 A JP 21120689A JP 2790865 B2 JP2790865 B2 JP 2790865B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
impeller
cooling air
conduit
turbo engine
oil cooler
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 - Fee Related
Application number
JP1211206A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH0281930A (ja
Inventor
クラウス・リッド
アロイス・ローラ
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.)
MTU Aero Engines GmbH
Original Assignee
MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
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 MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH filed Critical MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
Publication of JPH0281930A publication Critical patent/JPH0281930A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2790865B2 publication Critical patent/JP2790865B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

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
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Lubrication Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Motor Or Generator Cooling System (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ギヤ減速機を介してプロペラ或いはプロッ
プファンローターを駆動するガスタービンを有し、ギヤ
減速機はオイルクーラー、オイルポンプおよびオイルタ
ンクを含む独立の潤滑オイル系を有するターボエンジン
に関する。
〔従来技術〕
斯種の、DE−OS 37 14 990に記載されたターボエンジ
ンにおいては、ギヤ減速機の相当な損失熱を拡散するた
めに、適当なギヤボックスオイル冷却系がコンパクトな
ユニットとして配置されている。この装置においては、
エンジンのすべての操作条件に適合するために、冷却系
の操作性はオイルクーラーへの冷却空気の確実な供給に
本質的に依存する。
〔発明が解決しようとする課題〕
しかし、この設計は次のような一つの特別な欠点を有
する。すなち、アイドル速度或いは地上における操作時
にエネルギー変換およびそれに付随する熱の発生は相当
なレベルに達するにもかかわらず、オイルクーラーにお
ける冷却空気の付勢は未だ不十分である。
故に本発明の目的は冷却空気供給系がエンジンのすべ
ての操作点において充分な信頼できるオイルクーラーの
通風とコンパクトな構造を保証する冷却空気の供給を可
能にすることである。
〔課題を解決するための手段および作用〕
本発明は、上記の課題を解決するもので、「ギヤ減速
機を介してプロペラ或いはプロップファンローターを駆
動するガスタービンを有し、前記ギヤ減速機はオイルク
ーラー、オイルポンプおよびオイルタンクを含む独立の
潤滑オイル系を有するターボエンジンであって、前記オ
イルクーラー（７）はガスタービン（２）とギヤ減速機
（３）の間に設けられ、インペラー（５）がガスタービ
ン（２）とギヤ減速機（５）の間の軸（４）上に中間の
伝動装置を介することなく直接配置され、また前記イン
ペラー（５）はオイルクーラー（７）の空気流の冷却空
気導管（６）内に配置されており、前記冷却空気導管
（６）は軸方向断面で見たときにハブ外周より径方向内
方に向かって延び、次いで径方向外方へ延びるＵ字形
に、且つオイルクーラー（７）を経るように形成され、
前記インペラー（５）は前記冷却空気導管（６）の湾曲
領域に設けられていることを特徴とするターボエンジ
ン。」を要旨とする。
本発明の装置によれば、冷却空気流の供給は付加的な
冷却空気インペラーによって補助されるので、その供給
容量は駆動軸の速度とインペラーホイールの外径に応じ
て変わる利点がある。この装置は飛行機のタッチダウン
時に典型的に起こる逆スラストの作用、特にその逆スラ
ストがファン羽根に起動を起こすような極端な操作条件
でも冷却空気導管の入口への冷却空気の充分な供給−適
度の正常気圧以上でない供給をもたらす。
この装置はオイルクーラーをより高い空気圧力を得る
ように有利に設計することができるので、より小型に軽
量化し得る。従ってエンジンサイクルにおける反対の効
果を減少する。
クリーナーガスタービン入口の許容圧力損失が大きい
のでコンプレッサ入口部分における冷却空気を導く支柱
の数と大きさを減少できる。他の利点は、より高い圧力
損失とハブ外筐内のより有効な据付空間を残すために冷
却空気導管の流量面積を減少できる。
この装置は中間の伝動装置なしに直接に軸に連絡でき
るので、インペラーの組付けのためによりコンパクトで
簡単な構造が達成できる。この中間の伝動装置がないこ
とはインペラーの保守を非常に容易にする。
比較的低い熱的機械的負荷のためにインペラーは軽
量、低合金材（例えばアルミニウム合金）を用いた軽量
構造とすることができる。遠心インペラーによる重量損
失は最小にでき、プロップファンの力学的応答を損なう
合成慣性も最小にできる。
本発明の更に別の利点はその冷却空気導管が軸方向断
面においてＵ字状で、パブの外周面の入口孔から径方向
内方に延びるので、インペラーを冷却空気導管の湾曲し
た位置に配置でき、また導管はその後径方向外方に延び
る。これは装置をコンパクトな且つ流体抗力の低いもの
にする。
本発明の更に別の利点はインペラーは遠心型にして最
もコンパクトな状態で高い圧力差を得ることができるこ
とである。
更に本発明の別の利点はインペラーを軸に分離可能に
連結して飛行条件によって充分なラム圧によりインペラ
ーの換気効果を除くことができるように構成することが
できる。
その代わりに閉鎖フラップを冷却空気導管内に挿入し
て冷却空気流或いはインペラーの換気効果を制御するよ
うにしてもよい。
本発明の好ましい実施例では、その冷却空気導管はガ
スタービンの入口導管の中空支柱を通して外筐室に延び
ることである。これは熱い空気がガスタービンの変数
（高圧コンプレッサーの入口温度の上昇）の影響を受け
るのを防止する。他の実施例では冷却空気導管はその下
流縁が開いた数個の中空支柱を通るガスタービンの入口
に連通している。これはガスタービン変数の若干の影響
を受けるが、ファンによって発生した圧力上昇を推進力
に使用することができ、引き込んだ冷却空気を有効にエ
ンジンサイクルに再注入できる。
この入口孔にはハブの外周面上に離間した円筒状の格
子スクリーンを用いてもよい。これはガスタービン入口
導管の上流の領域に流体抗力の低いハブ外形を形成す
る。この格子スクリーンの内側には第２列の格子スクリ
ーンを同心状に配列して内列の格子スクリーンをずらし
て導管の流れ面積を変えることができるようにする。こ
れは冷却空気流を制御する簡単な装置を提供する。同時
にこの装置は部分負荷領域において、冷却空気の取り出
し量が減少したとき、コアエンジン入口流の望ましくな
いはね戻りを阻止する。
本発明の他の実施例では入口孔はガスタービン入口導
管の内部に配置され、インペラーは空気の流れ方向に見
てオイルクーラーの前側に配置され、冷却空気導管はオ
イルクーラーの下流側の結氷を防ぐ線に連結している。
このようにしてオイルクーラーで加熱された冷却空気は
ハブおよびハブ近くのスピンナー、プロップファン羽根
の結氷防止に使用することができる。この冷却空気導管
はその外皮の下側のノーズ領域と規則的に離間した出口
孔に向かって延びる結氷防止線に連結するとよい。外へ
でる冷却空気はハブ部分の結氷を防止する。この冷却空
気はその代わりに或いは付加的に更に結氷を防止するた
めプロップファン羽根の導入縁に設けられた結氷防止導
管に連結するとよい。
〔実施例〕
第１図示のタービンエンジン１は２列の周方向に離間
したプロップファン羽根９、10を有し、プロップファン
羽根９、10は反対方向に回転するようにギヤ減速機３で
連結されている。このギヤ減速機３は軸４を通して図示
しないガスタービン２に連結され、プロップファン羽根
９、10を駆動する。このガスタービン２にはガスタービ
ン入口導管11を通して新鮮な空気が導入される。後列の
プロップファン羽根10とガスタービン入口導管11との間
には周方向に離間して冷却空気導管６の入口孔８が設け
られ、冷却空気をオイルクーラー７に送っている。この
オイルクーラー７、インペラー５（羽根車）が軸４に設
けられ、冷却空気流を数個の中空支柱12を通して外筐室
13に送っている。
第２図は２つの異なった実施例を示す。
中心線14より上の装置ではインペラー５は軸４上に配
置された１段の軸流設計である。この入口孔８は円筒部
分の形状を有する格子スクリーン15である。これらのス
クリーン15の内側には第２の円心状に配置された格子ス
クリーン16の列が設けられ、導管の流れ面積はスクリー
ン15、16の一方を他方に対し軸方向或いは周方向にずら
すことによって変化させることができる。冷却空気導管
６は数個の中空支柱17に連通し、その支柱17の下流縁18
は開いたままであるので、冷却導管６からの冷却空気は
ガスタービン入口導管11内の新鮮な入口空気と混合する
ことができる。
第２図の中心線14より下の装置ではインペラー５は遠
心型で、閉鎖フラップ19はオイルクーラー７とインペラ
ー５の間の地点において導管６内に出入りして冷却空気
流量を変える。
第３図示の実施例はガスタービンの入口導管11内に入
口孔８があり、その入口空気の一部をインペラー５に転
流させるものである。空気の流れ方向に見てインペラー
の後ろ側にオイルクーラー７が設けられ、オイルクーラ
ー７の下流側において冷却空気導管６が結氷防止線20に
接続されている。これらは外皮21の前側、下側よりプロ
ップファンターボエンジン１のハブ領域22に延長し、そ
れに規則的に離間して設けられた出口孔23は冷媒流の一
部を外側に脱出させる。冷却空気導管６はその代わりに
或いは余分にプロップファン羽根9,10の導入縁25に設け
た結氷防止導管24にまた接続されている。
〔発明の効果〕
以上詳細に説明したように本発明によれば、冷却空気
流の供給は駆動軸に直接設けた付加的な冷却空気インペ
ラーによって補助され、その供給容量は駆動軸の速度と
インペラーホイールの外径に応じて変わるので、エンジ
ンのすべての操作点において充分な信頼できるオイルク
ーラーの送風を行うことができる。
また本発明によれば、オイルクーラーをより高い空気
圧力を得るように有利に設計することができるので、装
置をより小型にまた軽量化することができる。
また中間の伝動装置なしに直接に連絡できるので、イ
ンペラーの組付けのためにコンパクトな構造を達成でき
る。またこの中間の伝動装置のないことはインペラーの
保守を容易にする。
また冷却空気導管をＵ字状にし、インペラーを冷却空
気導管の湾曲部に配置したので装置をコンパクトにでき
る。
【図面の簡単な説明】 第１図はプロップファンターボエンジンの前部を示す縦
断正面図、第２図は本発明によるプロップファンターボ
エンジンの２つの好ましい実施例を選択的に示す断面
図、第３図は本発明の他の実施例の縦断正面図である。 ３……ギヤ減速機、７……オイルクーラー、５……イン
ペラー、４……軸、６……冷却空気導管、８……入口
孔、11……ガスタービン入口導管、12……中空支柱、13
……外筐室、17……中空支柱、18……下流縁、15、16…
…格子スクリーン、20……結氷防止導管、25……導入
縁、19……閉鎖フラップ、２……ガスタービン

Claims (12)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ギヤ減速機を介してプロペラ或いはプロッ
    プファンローターを駆動するガスタービンを有し、前記
    ギヤ減速機はオイルクーラー、オイルポンプおよびオイ
    ルタンクを含む独立の潤滑オイル系を有するターボエン
    ジンであって、前記オイルクーラー（７）はガスタービ
    ン（２）とギヤ減速機（３）の間に設けられ、インペラ
    ー（５）がガスタービン（２）とギヤ減速機（５）の間
    の軸（４）上に中間の伝動装置を介することなく直接配
    置され、また前記インペラー（５）はオイルクーラー
    （７）の空気流の冷却空気導管（６）内に配置されてお
    り、前記冷却空気導管（６）は軸方向断面で見たときに
    ハブ外周より径方向内方に向かって延び、次いで径方向
    外方へ延びるＵ字形に、且つオイルクーラー（７）を経
    るように形成され、前記インペラー（５）は前記冷却空
    気導管（６）の湾曲領域に設けられていることを特徴と
    するターボエンジン。
  2. 【請求項２】前記インペラー（５）は遠心型インペラー
    であることを特徴とする請求項１に記載のターボエンジ
    ン。
  3. 【請求項３】前記インペラー（５）は１段軸流型インペ
    ラーであることを特徴とする請求項１に記載のターボエ
    ンジン。
  4. 【請求項４】前記インペラー（５）は空気の流れ方向に
    見てオイルクーラー（７）の後ろ側に配置されているこ
    とを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載のタ
    ーボエンジン。
  5. 【請求項５】前記冷却空気導管（６）はガスタービン入
    口導管（11）の中空支柱（12）を通して外筐室（13）に
    連絡していることを特徴とする請求項１乃至４の何れか
    一項に記載のターボエンジン。
  6. 【請求項６】前記冷却空気導管（６）は数個の中空支柱
    （17）を通してガスタービン入口導管（11）に連通し、
    その支柱（17）の下流縁（18）は開放したままである請
    求項１乃至４の何れか一項に記載のターボエンジン。
  7. 【請求項７】入口孔（８）は格子スクリーン（15）を有
    し、この格子スクリーン（15）はハブの外周面上にある
    離間した円筒部分の形状をしていることを特徴とする請
    求項１ないし６の何れか一項に記載のターボエンジン。
  8. 【請求項８】前記格子スクリーン（15）の内側に第２の
    同心状に配置された格子スクリーン（16）の列が設けら
    れ、導管（６）の喉領域が前記格子スクリーン（15,1
    6）の列の一方或いは両方を互いにずらすことによって
    変えることができることを特徴とする請求項７に記載の
    ターボエンジン。
  9. 【請求項９】冷却空気導管（６）入口孔（８）はガスタ
    ービン入口導管（11）の内側に配置され、インペラー
    （５）は空気の流れ方向にみてオイルクーラー（７）の
    前側に配置され、前記冷却空気導管（６）はオイルクー
    ラーの下流側で結氷防止線（20）に接続されていること
    を特徴とする請求項１に記載のターボエンジン。
  10. 【請求項１０】冷却空気導管（６）は結氷防止線（20）
    に接続され、この結氷防止線（20）は外皮（21）の下側
    を通ってハブ領域（22）に延長し、かつ規則的に離間し
    た出口孔（23）を有する請求項９に記載のターボエンジ
    ン。
  11. 【請求項１１】冷却空気導管（６）はプロップファンの
    導入縁（25）に設けた結氷防止導管（24）に接続されて
    いることを特徴とする請求項10に記載のターボエンジ
    ン。
  12. 【請求項１２】閉鎖フラップ（19）が冷却空気導管
    （６）に挿入すべく設けられていることを特徴とする請
    求項１乃至10の何れか一項に記載のターボエンジン。
JP1211206A 1988-08-25 1989-08-15 ターボエンジン Expired - Fee Related JP2790865B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE3828834A DE3828834C1 (ja) 1988-08-25 1988-08-25
DE3828834.6 1988-08-25

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH0281930A JPH0281930A (ja) 1990-03-22
JP2790865B2 true JP2790865B2 (ja) 1998-08-27

Family

ID=6361570

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP1211206A Expired - Fee Related JP2790865B2 (ja) 1988-08-25 1989-08-15 ターボエンジン

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4999994A (ja)
JP (1) JP2790865B2 (ja)
DE (1) DE3828834C1 (ja)
FR (1) FR2635824B1 (ja)
GB (1) GB2222855B (ja)

Families Citing this family (100)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
WO2006060010A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Compressor inlet guide vane for tip turbine engine and corresponding control method
US7874163B2 (en) 2004-12-01 2011-01-25 United Technologies Corporation Starter generator system for a tip turbine engine
EP1825112B1 (en) 2004-12-01 2013-10-23 United Technologies Corporation Cantilevered tip turbine engine
US8757959B2 (en) 2004-12-01 2014-06-24 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising a nonrotable compartment
WO2006059988A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Modular tip turbine engine
DE602004027766D1 (de) 2004-12-01 2010-07-29 United Technologies Corp Hydraulische dichtung für ein getriebe eines spitzenturbinenmotors
US7883314B2 (en) 2004-12-01 2011-02-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan-turbine rotor of a tip turbine engine
US7976272B2 (en) 2004-12-01 2011-07-12 United Technologies Corporation Inflatable bleed valve for a turbine engine
EP1828567B1 (en) * 2004-12-01 2011-10-12 United Technologies Corporation Diffuser aspiration for a tip turbine engine
EP1828568B1 (en) 2004-12-01 2011-03-23 United Technologies Corporation Fan-turbine rotor assembly for a tip turbine engine
US7845157B2 (en) 2004-12-01 2010-12-07 United Technologies Corporation Axial compressor for tip turbine engine
WO2006059971A2 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral fan, combustor, and turbine case
DE602004029950D1 (de) * 2004-12-01 2010-12-16 United Technologies Corp Enggekoppelte getriebeanordnung für einen spitzenturbinenmotor
WO2006060006A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine non-metallic tailcone
DE602004031679D1 (de) 2004-12-01 2011-04-14 United Technologies Corp Regenerative Kühlung einer Leit- und Laufschaufel für ein Tipturbinentriebwerk
WO2006059996A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Balanced turbine rotor fan blade for a tip turbine engine
WO2006059970A2 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Turbine engine with differential gear driven fan and compressor
US9003759B2 (en) 2004-12-01 2015-04-14 United Technologies Corporation Particle separator for tip turbine engine
US7934902B2 (en) 2004-12-01 2011-05-03 United Technologies Corporation Compressor variable stage remote actuation for turbine engine
US7878762B2 (en) 2004-12-01 2011-02-01 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising turbine clusters and radial attachment lock arrangement therefor
US7921636B2 (en) * 2004-12-01 2011-04-12 United Technologies Corporation Tip turbine engine and corresponding operating method
US7882695B2 (en) 2004-12-01 2011-02-08 United Technologies Corporation Turbine blow down starter for turbine engine
WO2006110125A2 (en) * 2004-12-01 2006-10-19 United Technologies Corporation Stacked annular components for turbine engines
WO2006059969A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine
EP1831519B1 (en) * 2004-12-01 2010-08-04 United Technologies Corporation Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages
WO2006060000A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method
EP2333287A1 (en) * 2004-12-01 2011-06-15 United Technologies Corporation Vectoring transition duct for turbine engine
EP1825114B1 (en) * 2004-12-01 2008-08-20 United Technologies Corporation Tip turbine engine with a heat exchanger
DE602004020125D1 (de) 2004-12-01 2009-04-30 United Technologies Corp Schmiermittel-versorgungssystem für das getriebe eines tip-turbinen-triebwerks
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
US7874802B2 (en) 2004-12-01 2011-01-25 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising turbine blade clusters and method of assembly
EP1828683B1 (en) 2004-12-01 2013-04-10 United Technologies Corporation Combustor for turbine engine
EP1825113B1 (en) * 2004-12-01 2012-10-24 United Technologies Corporation Counter-rotating gearbox for tip turbine engine
US7976273B2 (en) 2004-12-01 2011-07-12 United Technologies Corporation Tip turbine engine support structure
EP1825116A2 (en) * 2004-12-01 2007-08-29 United Technologies Corporation Ejector cooling of outer case for tip turbine engine
EP1828591B1 (en) 2004-12-01 2010-07-21 United Technologies Corporation Peripheral combustor for tip turbine engine
WO2006059997A2 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Annular turbine ring rotor
WO2006060013A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan rotor of a tip turbine engine
US8096753B2 (en) 2004-12-01 2012-01-17 United Technologies Corporation Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow
WO2006059979A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral case, vane, mount, and mixer
EP1819907A2 (en) 2004-12-01 2007-08-22 United Technologies Corporation Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine
WO2006062497A1 (en) 2004-12-04 2006-06-15 United Technologies Corporation Tip turbine engine mount
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
FR2967646B1 (fr) * 2010-11-19 2015-03-06 Snecma Pale pour une helice de turbomachine
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
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
US9062566B2 (en) * 2012-04-02 2015-06-23 United Technologies Corporation Turbomachine thermal management
GB201212072D0 (en) * 2012-07-06 2012-08-22 Rolls Royce Plc Fluid intake and system for rotary machines
EP2929163B1 (en) * 2012-12-10 2018-02-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine with plural accessory air paths
WO2014149105A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Compartment shielding
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
FR3023587B1 (fr) * 2014-07-10 2016-07-15 Turbomeca Turbomachine a systeme de refroidissement autonome d'equipements.
EP3194791B1 (en) * 2014-07-31 2020-01-08 Sikorsky Aircraft Corporation Gearbox oil cooling assembly
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
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
US9896998B2 (en) * 2015-02-20 2018-02-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with modulated flow
US9797297B2 (en) 2015-02-20 2017-10-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Compound engine assembly with common inlet
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
US20160298543A1 (en) * 2015-04-13 2016-10-13 United Technologies Corporation Lubricant circulation system and method of circulating lubricant in a gas turbine engine
US9777595B2 (en) * 2015-05-05 2017-10-03 United Technologies Corporation Lubrication system for geared gas turbine engine
FR3041392A1 (fr) * 2015-09-17 2017-03-24 Labinal Power Systems Groupe de refroidissement pour un moteur ou une boite d'engrenages d'aeronef
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 (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4722666A (en) 1987-06-29 1988-02-02 United Technologies Corporation Nose cowl mounted oil lubricating and cooling system

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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
GB2136880A (en) * 1983-03-18 1984-09-26 Rolls Royce Anti-icing of gas turbine engine air intakes
US4546605A (en) * 1983-12-16 1985-10-15 United Technologies Corporation Heat exchange system
DE3714990A1 (de) * 1987-05-06 1988-12-01 Mtu Muenchen Gmbh Propfan-turbotriebwerk

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4722666A (en) 1987-06-29 1988-02-02 United Technologies Corporation Nose cowl mounted oil lubricating and cooling system

Also Published As

Publication number Publication date
GB8919070D0 (en) 1989-10-04
FR2635824B1 (fr) 1993-05-21
GB2222855A (en) 1990-03-21
FR2635824A1 (fr) 1990-03-02
DE3828834C1 (ja) 1989-11-02
US4999994A (en) 1991-03-19
JPH0281930A (ja) 1990-03-22
GB2222855B (en) 1992-09-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2790865B2 (ja) ターボエンジン
US4704862A (en) Ducted prop engine
JP5714405B2 (ja) ガスタービンエンジン
EP0298011B1 (en) Nose cowl mounted oil lubricating and cooling system
EP3500748B1 (en) Propulsion engine for aircraft
US4796424A (en) Intake for a turbopropeller gas turbine engine
US4651521A (en) Convertible turbo-fan, turbo-shaft aircraft propulsion system
US4860537A (en) High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine
US3834157A (en) Spinner de-icing for gas turbine engines
CN113217582B (zh) 用于发动机的齿轮箱
US4183210A (en) Gas turbine engine powerplants
US4141212A (en) Differentially geared regenerative reverse flow turbo shaft engine
US2531411A (en) Gas turbine lubrication
US2160281A (en) Aircraft power plant
JPH0351899B2 (ja)
JP2017082789A (ja) ガスタービンエンジンサンプ熱交換器
CA2502816A1 (en) Forced air cooling system
US4765135A (en) Gas turbine engine
JPH02218822A (ja) ジェットエンジン・サブアッセンブリ
EP3081781B1 (en) Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine
US9920708B2 (en) Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine
US2613749A (en) Gas turbine power plant having propeller drive
US8701385B2 (en) Method and apparatus for the operation of a turboprop aircraft engine provided with pusher propellers
US5103635A (en) Contra-rotating fan engine
US5039278A (en) Power turbine ventilation system

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees