JP4972652B2 - 予冷却器を備えた２層流タービン・エンジン - Google Patents

予冷却器を備えた２層流タービン・エンジン Download PDF

Info

Publication number
JP4972652B2
JP4972652B2 JP2008550799A JP2008550799A JP4972652B2 JP 4972652 B2 JP4972652 B2 JP 4972652B2 JP 2008550799 A JP2008550799 A JP 2008550799A JP 2008550799 A JP2008550799 A JP 2008550799A JP 4972652 B2 JP4972652 B2 JP 4972652B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
turbine engine
hot air
precooler
fairing
nacelle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
JP2008550799A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2009523946A (ja
Inventor
ポルト、アラン
プラ、ダミアン
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.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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 Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of JP2009523946A publication Critical patent/JP2009523946A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4972652B2 publication Critical patent/JP4972652B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • 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
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/105—Heating the by-pass flow
    • F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/208—Heat transfer, e.g. cooling using heat pipes
    • 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)

Description

本発明は、予冷却器を備えたバイパス・タービン・エンジンに関する。
航空機では、操縦室および客室の空調あるいは航空機の幾つかの部分の除氷のようなある種の作用を行なうため熱気を得る必要があることはよく知られている。
上記の熱気は航空機のタービン・エンジンから得られ、使用できる前にかなり冷却されなければならないこともよく知られている。このため、熱交換器が設けられており、これは一般に予冷却器として知られており、この予冷却器では、タービン・エンジンの中央発生器から流出する熱気は、ファン・ダクト、即ち、タービン・エンジンの冷気流から流出する冷気により冷却され、よってこのタービン・エンジンの正常な操作を中断させる。更に、上記の予冷却器は一般にファン・ダクト内に収容されており、これにより、冷気の導出により生じる中断に空力的障害を加える。
更には、タービン・エンジンの冷気流から流出し、中央発生器から流出する熱気流を冷却するのに用いられる冷気は加熱された冷気流を生じ、この加熱された冷気流はタービン・エンジンの外側に排出されなければならず、このため航空機の抗力を増加する。
本発明の目的は従来技術での短所を解消することである。
このため、本発明によれば、航空機用のバイパス・タービン・エンジンは、
− 長手方向軸を有し、前に空気入口を、後に空気出口を備えた中空ナセルと、
− このナセルの軸方向に位置する中央熱気流発生器と、
− 上記の中央発生器の前方、上記のナセル内に軸方向に位置し、上記のバイパス・タービン・エンジン用の冷気流を発生させるファンと、
− 上記のナセルの内側に保持されている外側フェアリングと上記の中央発生器を囲む内側フェアリングとであって、これら内外のフェアリングはそれらの間に上記の冷気流用の、横断面環状のファン・ダクトを形成するものと、
− 上記の中央発生器から流出する熱気流用の入口と、上記の冷気流を用いて冷却された熱気流用の出口とを備えた予冷却器とからなり、
上記の予冷却器が、上記の長手方向軸を中心に上記の内側フェアリングの後部分の少なくとも一部の内側に位置し、内側フェアリングの上記の後部分と熱接触して、内側フェアリングの後部分上に流出した上記の冷気流により冷却されることを特徴とする。
よって、本発明によれば、予冷却器は上記の内側フェアリングの後部に収容されているので、この予冷却器によるファン・ダクトでの空力的障害を回避することができる。加えて、上記の予冷却器が、ファン・ダクトから出て行き、上記の内側フェアリング上に流出される冷気流を、導出あるいは排出することなく直接使用することができるので、冷気流から冷気を導出し、加熱された冷気を排出することによる短所が回避される。
こうして従来例の問題は解決される。
上記の予冷却器を流通する熱気と、これの上に流出する冷気流との間の熱交換用に十分な領域を得るため、上記の予冷却器が横断面環状の形状を有し、内側フェアリングの後部分の内周全体に亘って延びるようになされているのが好ましい。
幾つかのタービン・エンジンでは、上記の内側フェアリングと中央発生器とはそれらの間に、上記の中央発生器を囲む、横断面環状の中間室を形成し、この中間室が上記の中央発生器の温度を調節できる冷気流を循環させるのに用いられることは既知である。この場合、上記の予冷却器が上記の中間室と同じ側に位置するので本発明の実施例は特に望ましい。
本発明の好ましい実施例では、上記の内側フェアリングが、少なくともその後部分で、２重壁、即ち、環状間隙の形態の空間により相互から分離されている内壁と外壁とからなり、上記の予冷却器はこの空間に配置されている。
このため、上記の予冷却器は、
− 熱気流用入口に連結され、上記環状空間の(ナセルの長手方向軸に平行な)全長に上記の熱気を分配できる分配管と、
− 冷却された熱気流用出口に連結され、上記の環状空間の全長に亘って、冷却された熱気を集めることのできる収集管とからなる。
(熱気の冷却を最適にするように内側フェアリングの後部分の内周に位置する)上記の分配管と収集管との間では、上記の予冷却器は、熱気を案内するための複数個の曲がったダクトを備え、これらのダクトはナセルの長手方向軸に対し横断方向に、上記の環状空間の長さに亘って分布されているのが好ましい。
上記のダクトは、上記の内外壁に固定された、内側フェアリングを補強する枠により形成されるのが望ましい。
望ましくは、冷却された熱気を更により微細にそして簡単に調節するため、ダクトは上記の予冷却器に並列に取り付けられ、その熱気入口と冷却された熱気出口とを連結し、制御可能なバルブを備えるのが好ましい。
添付図面の図により、本発明がどのように実施されるかが簡単に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１、２および３の各々により示されているバイパス・タービン・エンジンは、長手方向軸Ｌ−Ｌを有し、前に、空気入口２を、後ろに空気出口３を備えた中空ナセル１からなる。この中空ナセル１は、フェアリング４を内側に保持し、このフェアリング４は、好ましくは、上記のタービン・エンジンの内側ノイズを軽減するのを意図した音響軽減被覆(コーティング)５で少なくとも部分的に被覆されるのが好ましい。
上記の中空ナセル１の内側には、
− 既知の方法で、低圧圧縮器、高圧圧縮器、燃焼室、低圧タービンおよび高圧タービンとからなり、上記のタービン・エンジンの軸方向の熱気流７を発生させる中央熱気流発生器６と、
− 上記の中央熱気流発生器６の軸方向前方に位置し、上記タービン・エンジンの環状冷気流を発生するファン８と、
− 上記の中央発生器６を囲み、それ自体とこの発生器のケーシング11との間に、この発生器を囲む、横断面環状の中間室12を形成する内側フェアリング10が位置し、この内側フェアリングの後部分10Rが上記の熱気流７用の噴射管16の外壁を形成する。
上記の内側フェアリング10と、これの外側のフェアリング４とは、それらの間に、上記の中央発生器６を囲む、横断面環状のファン・ダクト13を形成し、これを冷気流９が通過する。
内側フェアリング10と中央発生器６との間では、その前に、環状空気入口スロット14 が、その後ろには、環状空気排出スロット15が形成されている。こうして、中間室12の前スロット14の所で、冷気流９から流出した冷気流ｆが吹き抜け、その後、スロット15の所で、上記の熱気流７と上記の冷気流９との境界で排出され、この冷気流ｆが中央発生器６の温度を調節するのに使用される。
更にまた、通常の方法で、ナセル１は、サスペンション・パイロン18を介して(一部が描写されている)航空機の翼17により支持されている。
図１に示されている既知のタービン・エンジンには、予冷却器19が設けられており、これは冷気流９内のファン・ダクト13の上方部に位置する。この予冷器９には、その上に熱気制御弁22が在るダクト21を介して中央発生器6からの、熱気流20が供給される。上記の予冷却器19により発生された、冷却された熱気23は、上記のサスペンション・パイロン18を貫通し、調整弁25が装着されているダクト24を介して使用者装置(図示略)に送られる。
よって、既知のレイアウトでは、冷気流の幾らかは予冷却器19から流出して熱気流20を冷却し、冷却された熱気流23を発生し、この結果上記予冷却器は、上記の冷気流の流出部分に対応する加熱された冷気流(図示略)を形成する。この加熱された冷気流は図１には図示されていない、いずれかの既知の方法で外側に排出されて、一般に抗力を増加させる。
よって、ファン・ダクト13内の予冷却器19の存在と、冷気流９のいくらかの流出と、加熱された冷気の排出とが、図１に示された既知のエンジンの性能を阻害することが容易に理解される。
図２に描写されている本発明によるナセル１.１には、図１に関し記載されている部材２から18および20から25の全てが見られる。このナセル１.１では、予冷却器19が除去され、予冷却器30と換わっている。この予冷却器30は、熱気流20を供給するダクト21に連結されている入口31と、冷却された熱気23を運ぶダクト24に連結されている出口32とを有する。
上記の予冷却器30は環状横断面を有し、上記の中間室12と同じ側で内側フェアリング10の後部分10Rの内側に位置し、この後部分の内周全体に亘って延びている。この予冷却器30は軸Ｌ−Ｌと同軸で、上記の後部分10Rと熱接触する。この後部分10Rがファン・ダクト13から出てくる冷気流９と接触するので、上記の予冷却器30は、それ自体、空気のいくらかを流出させる必要も、冷却された熱気を排出させる必要も全く無く、冷気流９により冷却される。
図２の全ての要素を示す図３は、更に、本発明によるナセル１.２にバイパス・ダクト33の存在を示す。このバイパス・ダクト33は上記の予冷却器30と平行に取り付けられており、その入口31とその出口32とを連結し、バルブ34が設けられている。よって、必要なら、熱気は、上記の予冷却器30をバイパス(迂回)して、入口31から出口32まで直接通らせることもできる。
図４から図１０までに示されている予冷却器30の実施例は、内側フェアリング10の上記の後部分10Rに構造上組み込まれる。
図４から図６までに見られるように、上記の後部分10Rは内壁35と外壁36とからなり、これらは平行で、環状間隙の形態の空間37により相互から離れている。この空間には、上記の内壁35と外壁36とに固定され、空間37を細分する曲がったダクト40を形成する枠38(図５)あるいは枠39(図５)とが位置する。これらのダクト40はナセルの軸Ｌ−Ｌに対し横断方向であり、上記の後部分10Rに沿って分布されている。
更にまた、上記の予冷却器30は、(図７参照)
− 熱気入口31に連結され、後部分10R全体に沿ってこれに対し横断方向に上記の空間37(よって、ダクト40内に)上記の熱気(矢印42参照)を分配できる分配管41と、
− 冷却された熱気の出口32に連結され、上記の後部分10Rに沿い、上記のダクト40を通って上記の空間37を通過する上記の空気(矢印44参照)を集めることのできる収集管43とからなる。
図７から図１０に示されているように、上記の管41と43との横断面は前から後方に減少し、これらの管にそれぞれ設けられている分配オリフィス45と収集オリフィス46についてはその逆である。
既知のバイパス・タービン・エンジンを示す略軸方向断面図である。 本発明によるタービン・エンジンの別の実施形状を示す図１に類似の図である。 本発明によるタービン・エンジンの異なる別の実施形状を示す図１に類似の図である。 エンジンの熱気流を囲む内側フェアリングの略長手方向半断面図である。 図４のフェアリングの構造を拡大縮尺で示す図である。 図４の異なるフェアリングの構造を拡大縮尺で示す図である。 上記の内側フェアリングを示す後ろからの外側斜視図である。 上記の内側フェアリングの外側正面図である。 図７のIX−IXに沿う部分横断面図である。 図７のX−Xに沿う部分横断面図である。
符号の説明
１…中空ナセル、２…空気入口、３…空気出口、４…外側フェアリング、６…中央熱気流発生器、８…ファン、９…冷気流、10…内側フェアリング(10R…内側フェアリングの後部分)、12…中間室、13…ファン・ダクト、20…熱気流、30…予冷却器、31…熱気流用入口、32…熱気流用出口、33…バイパス・ダクト、34…バルブ、35…環状間隙空間の内壁、36…環状間隙空間の外壁、37…環状間隙空間、38・39…内側フェアリング後部分補強する枠、40…ダクト、41…分配管、43…収集管、Ｌ−Ｌ…長手方向軸。

Claims (9)

  1. − 長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を有し、前に空気入口(２)を、後に空気出口(３)を備えた中空ナセル(１)と、
    − このナセル(１)の軸方向に位置する中央熱気流発生器(６)と、
    − 上記の中央発生器(６)の前方、上記のナセル(１)内に軸方向に位置し、バイパス・タービン・エンジン用の冷気流(９)を発生させるファン(８)と、
    − 上記のナセル(１)の内側に保持されている外側フェアリング(４)と上記の中央発生器(６)を囲む内側フェアリング(10)とであって、これら内外のフェアリングはそれらの間に上記の冷気流(９)用の、横断面環状のファン・ダクト(13)を形成するものと、
    − 上記の中央発生器(６)から流出する熱気流(20)用の入口と、上記の冷気流(９)を用いて冷却された熱気流用の出口とを備えた予冷却器(30)とからなり、
    上記の予冷却器(30)が、上記の長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を中心に上記の内側フェアリング(10)の後部分(10R)の少なくとも一部の内側に位置し、内側フェアリング(10)の上記の後部分(10R)と熱接触して、内側フェアリング(10)の後部分(10R)上に流出した上記の冷気流(９)により冷却されることを特徴とする航空機用のバイパス・タービン・エンジン。
  2. 上記の予冷却器(30)が横断面環状の形状を有し、上記の内側フェアリング(10)の上記の後部分(10R)の周囲全体に亘って延びることを特徴とする請求項１に記載のタービン・エンジン。
  3. 上記の内側フェアリング(10)は中央発生器(６)と共に、上記の中央発生器(６)を囲む、横断面環状の中間室(12)を形成し、上記の予冷却器(30)が上記の中間室(12)と同じ側にあることを特徴とする請求項１あるいは２に記載のタービン・エンジン。
  4. 上記の内側フェアリング(10)が、少なくともその後部分(10R)では、環状間隙の形態の空間(37)により相互から分離されている内壁(35)と外壁(36)とからなり、上記の予冷却器(30)がこの空間(37)に配置されていることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載のタービン・エンジン。
  5. 前記予冷却器(30)が
    − 熱気流(20)用入口(31)に連結され、上記の環状空間(37)の全長に上記の熱気流を分配できる分配管(41)と、
    − 冷却された熱気流(23)用出口(32)に連結され、上記の環状空間(37)の全長に亘って、冷却された熱気流を集めることのできる収集管(43)と
    からなることを特徴とする請求項４に記載のタービン・エンジン。
  6. 上記の分配管(41)と収集管(43)との間では、上記の予冷却器(30)は、熱気を案内するための複数個の曲がったダクト(40)を備え、これらのダクト(40)はナセルの長手方向軸(Ｌ−Ｌ)に対し横断方向であり、上記の環状空間(37)の長さに亘って分布されていることを特徴とする請求項５に記載のタービン・エンジン。
  7. 上記のダクト(40)が、上記の内壁(35)および外壁(36)に固定された、内側フェアリング(10)の後部分(10R)を補強する枠(38、39)により形成されていることを特徴とする請求項６に記載のタービン・エンジン。
  8. 上記の予冷却器(30)に並列に取り付けられ、熱気流(20)の入口(31)と冷却された熱気流(23)の出口(32)とを連結するバイパス・ダクト(33)を備えることを特徴とする請求項１〜７のいずれか１項に記載のタービン・エンジン。
  9. 上記のバイパス・ダクト(33)が制御可能なバルブ(34)を備えることを特徴とする請求項８に記載のタービン・エンジン。
JP2008550799A 2006-01-19 2007-01-18 予冷却器を備えた２層流タービン・エンジン Active JP4972652B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0600472A FR2896275B1 (fr) 2006-01-19 2006-01-19 Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur.
FR0600472 2006-01-19
PCT/FR2007/000090 WO2007083026A1 (fr) 2006-01-19 2007-01-18 Turbomoteur à double flux pourvu d'un prérefroidisseur.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2009523946A JP2009523946A (ja) 2009-06-25
JP4972652B2 true JP4972652B2 (ja) 2012-07-11

Family

ID=37106239

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2008550799A Active JP4972652B2 (ja) 2006-01-19 2007-01-18 予冷却器を備えた２層流タービン・エンジン

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8141337B2 (ja)
EP (1) EP1973778B1 (ja)
JP (1) JP4972652B2 (ja)
CN (1) CN101374722B (ja)
BR (1) BRPI0706872A2 (ja)
CA (1) CA2631849C (ja)
FR (1) FR2896275B1 (ja)
RU (1) RU2411389C2 (ja)
WO (1) WO2007083026A1 (ja)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8826641B2 (en) * 2008-01-28 2014-09-09 United Technologies Corporation Thermal management system integrated pylon
US8757960B2 (en) 2010-12-21 2014-06-24 Hamilton Sundstrand Corporation Shaft support for air cycle machine
US9410482B2 (en) * 2010-12-24 2016-08-09 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine heat exchanger
US8661833B2 (en) 2011-01-14 2014-03-04 Hamilton Sundstrand Corporation Bleed valve module
US9670842B2 (en) 2011-01-14 2017-06-06 Hamilton Sundstrand Corporation Bleed valve module with position feedback and cooling shroud
US9062604B2 (en) 2011-01-14 2015-06-23 Hamilton Sundstrand Corporation Low pressure bleed architecture
WO2012125895A1 (en) 2011-03-17 2012-09-20 Bombardier Inc. System and method for operating a precooler in an aircraft
US10634051B2 (en) 2012-01-09 2020-04-28 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with low pressure environmental control system for aircraft
US10093424B2 (en) * 2014-07-07 2018-10-09 United Technologies Corporation Low pressure environmental control system with safe pylon transit
CN103216361B (zh) * 2013-04-18 2015-10-21 李宇霞 新型小型涵道涡扇发动机
CN103835836B (zh) * 2014-03-10 2015-09-09 金剑 一种涵道比可控的燃气轮机
US10487690B2 (en) * 2014-08-18 2019-11-26 Rohr, Inc. Actively controlled cooling air exhaust door on an aircraft engine nacelle
CN106285949B (zh) * 2015-06-04 2018-09-11 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机高压压气机出口冷却系统
RU2617026C1 (ru) * 2015-12-09 2017-04-19 Владимир Леонидович Письменный Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя
US10934938B2 (en) * 2016-07-22 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Boundary layer cooling air for embedded engine
FR3070967B1 (fr) * 2017-09-14 2019-08-30 Airbus Operations Dispositif d'echange thermique compact incorpore dans un mat d'aeronef
RU2679337C1 (ru) * 2018-01-11 2019-02-07 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (варианты)
RU2696884C2 (ru) * 2018-01-11 2019-08-07 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты)
RU2701034C1 (ru) * 2019-02-15 2019-09-24 Владимир Леонидович Письменный Двухконтурный турбореактивный двигатель
RU2704435C1 (ru) * 2019-02-28 2019-10-29 Владимир Леонидович Письменный Двухконтурная газотурбинная установка
US11274602B2 (en) 2019-05-24 2022-03-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Air cooler for gas turbine engine
US11713719B2 (en) * 2020-05-07 2023-08-01 The Boeing Company Engine bleed power recovery systems and related methods

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3842597A (en) * 1973-03-16 1974-10-22 Gen Electric Gas turbine engine with means for reducing the formation and emission of nitrogen oxides
US4254618A (en) * 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
US4493184A (en) * 1983-03-07 1985-01-15 United Technologies Corporation Pressurized nacelle compartment for active clearance controlled gas turbine engines
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
FR2697289B1 (fr) * 1992-10-28 1994-12-09 Snecma Turboréacteur à double flux avec système de réchauffement d'air sur la tuyère primaire.
DE4315256A1 (de) * 1993-05-07 1994-11-10 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Verteilung sowie Zu- und Abführung eines Kühlmittels an einer Wand eines Turbo-, insbesondere Turbo-Staustrahltriebwerks
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
FR2734320B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
US8141337B2 (en) 2012-03-27
CA2631849A1 (fr) 2007-07-26
CN101374722B (zh) 2011-07-06
CN101374722A (zh) 2009-02-25
RU2411389C2 (ru) 2011-02-10
RU2008133990A (ru) 2010-02-27
CA2631849C (fr) 2013-10-15
EP1973778A1 (fr) 2008-10-01
WO2007083026A1 (fr) 2007-07-26
JP2009523946A (ja) 2009-06-25
US20090000305A1 (en) 2009-01-01
FR2896275A1 (fr) 2007-07-20
BRPI0706872A2 (pt) 2011-04-12
FR2896275B1 (fr) 2010-05-28
EP1973778B1 (fr) 2015-10-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4972652B2 (ja) 予冷却器を備えた２層流タービン・エンジン
JP5139326B2 (ja) 予冷却器を備えた２層流タービン・エンジン
JP4805352B2 (ja) プリクーラを備えたターボファン
JP5307451B2 (ja) タービンエンジン内で流体を混合するための方法及び装置
CA2831313C (en) Air cooled air cooler for gas turbine engine air system
US8413930B2 (en) Thermal anti-icing system
JP2012504724A (ja) タービン冷却システム
US8029238B2 (en) System for cooling a downstream cavity of a centrifugal compressor impeller
JP2010196699A (ja) 推進型プロペラを備えるターボプロップ推進装置
US20160290237A1 (en) Air cooler system for gas turbine engines
JP2016518546A (ja) 航空機タービンエンジンのセパレータノーズを除氷するための装置
Nesterenko et al. Improvement of the design and methods of designing tubular air-to-air heat exchangers cooling systems of gas turbines
US20170248077A9 (en) Aircraft
JP6162949B2 (ja) Ｃｍｃライナの強化冷却のための一体化バッフルシステム
US11655762B2 (en) Gas turbine engine with trailing edge heat exchanger
CN215860346U (zh) 航空发动机低压涡轮主动间隙控制系统的一体化结构装置
CN115419507A (zh) 用于涡扇发动机核心舱的通风进气系统

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20091218

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20110816

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20110926

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20120403

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20120409

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150413

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Ref document number: 4972652

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150413

Year of fee payment: 3

S111 Request for change of ownership or part of ownership

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111

S631 Written request for registration of reclamation of domicile

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313631

S633 Written request for registration of reclamation of name

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313633

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150413

Year of fee payment: 3

R350 Written notification of registration of transfer

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250