JPS58106134A - ファンジェットエンジンに使用される粉塵除去及びサージ防止ブリード装置 - Google Patents
ファンジェットエンジンに使用される粉塵除去及びサージ防止ブリード装置Info
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- JPS58106134A JPS58106134A JP57209198A JP20919882A JPS58106134A JP S58106134 A JPS58106134 A JP S58106134A JP 57209198 A JP57209198 A JP 57209198A JP 20919882 A JP20919882 A JP 20919882A JP S58106134 A JPS58106134 A JP S58106134A
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- Japan
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- fan
- air
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- compressor
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- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 4
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 3
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
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- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 1
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
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
- F02C7/052—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with dust-separation devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/32—Collecting of condensation water; Drainage ; Removing solid particles
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- 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
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
- F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
- F04D27/0215—Arrangements therefor, e.g. bleed or by-pass valves
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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- F04D27/023—Details or means for fluid extraction
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
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- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/545—Ducts
-
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- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/70—Suction grids; Strainers; Dust separation; Cleaning
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- Mechanical Engineering (AREA)
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- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
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- Filtering Of Dispersed Particles In Gases (AREA)
- Details Or Accessories Of Spraying Plant Or Apparatus (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、ファンジェットエンジンに係り、更に詳細に
はファンジェットエンジンのためのサージブリード/粉
−除去装置に係る。
はファンジェットエンジンのためのサージブリード/粉
−除去装置に係る。
圧縮機のサージ及び/又は失速を誘発することがないよ
う圧縮機の負荷を解除すべく、エンジンの始動時及び他
の運転条件下に於て開弁されるサージブリード弁を設け
ることが良く知られている。
う圧縮機の負荷を解除すべく、エンジンの始動時及び他
の運転条件下に於て開弁されるサージブリード弁を設け
ることが良く知られている。
一般にファンジェットエンジンに於ては、ブリード弁は
ファンダクトと圧縮機セクションとの間に位置するケー
シング構造体上に暮春される。弗型的な装置に於ては、
圧縮機よりの空気は低圧圧縮機と高圧圧縮機とが互いに
連通するそれらの接合点に近接した位置に於て圧縮機を
囲繞するプレナム又はキャピテイ内に導入される。ブリ
ード弁が開弁されると、キャビティ内の空気はファン吐
出空気流に対し垂直な角度にてファン吐出空気流内へ排
出される。
ファンダクトと圧縮機セクションとの間に位置するケー
シング構造体上に暮春される。弗型的な装置に於ては、
圧縮機よりの空気は低圧圧縮機と高圧圧縮機とが互いに
連通するそれらの接合点に近接した位置に於て圧縮機を
囲繞するプレナム又はキャピテイ内に導入される。ブリ
ード弁が開弁されると、キャビティ内の空気はファン吐
出空気流に対し垂直な角度にてファン吐出空気流内へ排
出される。
本願発明者等は、ブリードラインを賢明に選定された位
置に設は且ブリード空気流をファン吐出空気流に対し離
散的に吐出されるよう導くことにより、コアエンジン空
気流内に収集された粉塵の如き異物を分離することがで
きるだけでなく、ブリード空気流がファン空気流中へ排
出される時に生じる流れの干渉を最小限に抑えることが
できることを見出した。
置に設は且ブリード空気流をファン吐出空気流に対し離
散的に吐出されるよう導くことにより、コアエンジン空
気流内に収集された粉塵の如き異物を分離することがで
きるだけでなく、ブリード空気流がファン空気流中へ排
出される時に生じる流れの干渉を最小限に抑えることが
できることを見出した。
本発明の目的は、コアエンジン内へ噴射される空気より
異物を除去する機能をも果す改良されたサージブリード
弁及び制御装置をツインプール式軸流型ファンジェット
エンジンに設けることである。本発明の一つの特徴は、
第一の圧縮機スプールと第二の圧縮機スプールとの闇の
接合点よりブリードする位置が賢明に選定されており、
また吐出された空気をファン吐出空気流内へ軸線方向に
導く周縁方向に互いに隔置されたダクト状部材を経てブ
リード空気を導くということである。それぞれのダクト
状部材はその両端間の位置にブリード弁を担持している
。
異物を除去する機能をも果す改良されたサージブリード
弁及び制御装置をツインプール式軸流型ファンジェット
エンジンに設けることである。本発明の一つの特徴は、
第一の圧縮機スプールと第二の圧縮機スプールとの闇の
接合点よりブリードする位置が賢明に選定されており、
また吐出された空気をファン吐出空気流内へ軸線方向に
導く周縁方向に互いに隔置されたダクト状部材を経てブ
リード空気を導くということである。それぞれのダクト
状部材はその両端間の位置にブリード弁を担持している
。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
詳細に説明する。
好ましい実施例に於ては、本発明は本願出願人であるユ
ナイテッド・チクノロシーズ・コーポレイションのPr
att & Whitney Aircraft
Groupにより製造されているJT9Dの如きツイ
ンプール式軸流型ファンジェットエンジンに利用される
。
ナイテッド・チクノロシーズ・コーポレイションのPr
att & Whitney Aircraft
Groupにより製造されているJT9Dの如きツイ
ンプール式軸流型ファンジェットエンジンに利用される
。
便宜及び簡単化のために、ファンジェットエンジンの詳
細については省略する。ファンジェットエンジンに於て
は、符号2にて全体的に示された低圧圧縮機2が図には
示されていない低圧タービンにより駆動され、また高圧
圧縮機4が図には示されていない高圧タービンにより駆
動されるようになっている。第1図より解る如く、高圧
圧縮機4のブレード6は低圧圧縮機2のブレード8に対
し傾斜して設けられており、同様に低圧圧縮機2のため
のケーシングを郭定する上流側壁1oは、高圧圧縮機4
のためのケーシングを郭定する下流側!!12に対し比
較的急峻な角度にて傾斜して配置されている。また第1
図より解る如く、上流側1110及び下流側!!12は
互いに他に対しエンジンの軸線方向に隔置されており、
これによりそれらの間に環状ダクト14が郭定されてい
る。
細については省略する。ファンジェットエンジンに於て
は、符号2にて全体的に示された低圧圧縮機2が図には
示されていない低圧タービンにより駆動され、また高圧
圧縮機4が図には示されていない高圧タービンにより駆
動されるようになっている。第1図より解る如く、高圧
圧縮機4のブレード6は低圧圧縮機2のブレード8に対
し傾斜して設けられており、同様に低圧圧縮機2のため
のケーシングを郭定する上流側壁1oは、高圧圧縮機4
のためのケーシングを郭定する下流側!!12に対し比
較的急峻な角度にて傾斜して配置されている。また第1
図より解る如く、上流側1110及び下流側!!12は
互いに他に対しエンジンの軸線方向に隔置されており、
これによりそれらの間に環状ダクト14が郭定されてい
る。
以上の説明より解る如く、ダクト14は互いに隔置され
た上流側壁1o及び下流側W!12の形状により郭定さ
れる通りに周縁方向に延在しており、コアエンジン空気
流と連通している。複数個の周縁方向に隔置された通路
16(そのうちの一つのみが図示されている)がダクト
14よりファンダクト20のインナケーシング部材に形
成された窓形の孔18まで半径方向外方へ延在している
。好ましい実施例に於ては、孔18は7アンダクト20
の出口ステータベーン22に近接して配置されており、
ファンダクト20のインナI!24とアウタ!!25と
の閤に延在するステータベーン22の圧力側表面に間近
に近接して配置されている。
た上流側壁1o及び下流側W!12の形状により郭定さ
れる通りに周縁方向に延在しており、コアエンジン空気
流と連通している。複数個の周縁方向に隔置された通路
16(そのうちの一つのみが図示されている)がダクト
14よりファンダクト20のインナケーシング部材に形
成された窓形の孔18まで半径方向外方へ延在している
。好ましい実施例に於ては、孔18は7アンダクト20
の出口ステータベーン22に近接して配置されており、
ファンダクト20のインナI!24とアウタ!!25と
の閤に延在するステータベーン22の圧力側表面に間近
に近接して配置されている。
ダクト14内にはその入口に複数個の湾曲したスワール
ベーン26が互いに周縁方向に隔置して設けられており
、スワール空気流の角度がスワールベーン26の角度に
等しくなるよう低圧圧縮機2の最終圧縮段よりダクト1
4内へ流入するスワール空気流に対し傾斜されている。
ベーン26が互いに周縁方向に隔置して設けられており
、スワール空気流の角度がスワールベーン26の角度に
等しくなるよう低圧圧縮機2の最終圧縮段よりダクト1
4内へ流入するスワール空気流に対し傾斜されている。
また通路16内には、成る定められた角度にてブリード
空気をファン空気流内へ導くスワールディフレクタ28
が孔18に近接して配置されている。
空気をファン空気流内へ導くスワールディフレクタ28
が孔18に近接して配置されている。
ダクト14に近接した位置には符号30にて全体的に示
された適当な開閉弁が設けられており、wA開閉弁は空
気をブリードして圧縮機を失速防止モードにて運転させ
るべく、ダクト14内を流れる空気流を制御するように
なっている。図に於て解図的に示された開閉弁30のた
めの駆動機構はオン/オフ型の制御装置t(図示せず)
に接続されている。この制御装置はオペレータにより、
又は燃料制御l@置により発生されリング状[L素32
の位胃決めを行って通路16へ至る空気流を遮断する信
号により作動されるスイッチであってよい。
された適当な開閉弁が設けられており、wA開閉弁は空
気をブリードして圧縮機を失速防止モードにて運転させ
るべく、ダクト14内を流れる空気流を制御するように
なっている。図に於て解図的に示された開閉弁30のた
めの駆動機構はオン/オフ型の制御装置t(図示せず)
に接続されている。この制御装置はオペレータにより、
又は燃料制御l@置により発生されリング状[L素32
の位胃決めを行って通路16へ至る空気流を遮断する信
号により作動されるスイッチであってよい。
勿論複数個の通路16の全てが互いに同様に制御される
。
。
劇えば推力逆転条件下の如くコアエンジン空気流をブリ
ードする必要がある運転包囲線にてエンジンが運転され
ている場合の如く、切換弁が第1図に示された位置にて
「オン」運転されているときには、粉塵を含む空気が圧
縮機流路内へ流入し、コアエンジン空気が幾つかの列の
ステータベーン及びロータブレードを通過する際にスワ
ール空気流によって¥径方向外方へ遠心力により付勢さ
れる。粉−は空気よりも重いので、粉塵は圧縮機のアウ
タ壁に従って流れて周縁方向に延在するダクト14内へ
流入する。粉塵はダクト14を通過して通路16内へ流
入し、ファン吐出空気流と接触する際の干渉を最小限に
抑えるように選定されたファン吐出空気流に対する角度
にてファンより下流側のファンダクト内へ流入する。
ードする必要がある運転包囲線にてエンジンが運転され
ている場合の如く、切換弁が第1図に示された位置にて
「オン」運転されているときには、粉塵を含む空気が圧
縮機流路内へ流入し、コアエンジン空気が幾つかの列の
ステータベーン及びロータブレードを通過する際にスワ
ール空気流によって¥径方向外方へ遠心力により付勢さ
れる。粉−は空気よりも重いので、粉塵は圧縮機のアウ
タ壁に従って流れて周縁方向に延在するダクト14内へ
流入する。粉塵はダクト14を通過して通路16内へ流
入し、ファン吐出空気流と接触する際の干渉を最小限に
抑えるように選定されたファン吐出空気流に対する角度
にてファンより下流側のファンダクト内へ流入する。
かくしてブリード空気をファンダクト内へ導くことによ
り、サージ防止機能が達成されるだけでなく、かかる機
能に加えて粉塵除去機能が達成される。更に、本発明に
よれば、以下の如き他の利点が得られる。
り、サージ防止機能が達成されるだけでなく、かかる機
能に加えて粉塵除去機能が達成される。更に、本発明に
よれば、以下の如き他の利点が得られる。
孔18が各ステータベーン22の圧力側表面に隣接して
配置されているので、空気力学的乱れが最小限に抑えら
れる。またブリード弁は下流側壁12が下流側壁10に
対し傾斜されたそれらの接合点に於て流路内に急峻に傾
斜して配置されており、この急峻な角度表化により流路
より粉−を分離することが可能になっている。ステータ
ベーン22の間にてファンダクトにブリード出口(孔1
8)を設けることにより、バイ0ン(図示せず)により
誘発された歪みによる再循環が発生することを防止すべ
く各吐出孔を閉ざす必要がある場合にも、リング状弁要
素32が吐出端部と入口との間に設けられていることに
より吐出端部が隔離される。
配置されているので、空気力学的乱れが最小限に抑えら
れる。またブリード弁は下流側壁12が下流側壁10に
対し傾斜されたそれらの接合点に於て流路内に急峻に傾
斜して配置されており、この急峻な角度表化により流路
より粉−を分離することが可能になっている。ステータ
ベーン22の間にてファンダクトにブリード出口(孔1
8)を設けることにより、バイ0ン(図示せず)により
誘発された歪みによる再循環が発生することを防止すべ
く各吐出孔を閉ざす必要がある場合にも、リング状弁要
素32が吐出端部と入口との間に設けられていることに
より吐出端部が隔離される。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて種々の修正並びに省略が可能で
あることは当業者にとって明らかであろう。
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて種々の修正並びに省略が可能で
あることは当業者にとって明らかであろう。
第1図は本発明による粉塵除去/サージ防止ブリード空
気を組込まれたファンジェットエンジンの要部を示す解
図である。 第2図は第1図の線2−2による断面図である。 2・・・低圧圧縮機、4・・・高圧圧縮機、6.8・・
・ブレード、10・・・上流側壁、12・・・下流側壁
、14・・・ダクト、16・・・通路、18・・・孔、
20・・・ファンダクト、22・・・ステータベーン、
24・・・インナ壁。 25・・・アウタ壁、26・・・スワールベーン、28
・・・スワールディフレクタ、30・・・切換弁、32
・・・リング状弁要素 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・、コー
ポレイション 代 理 人 弁 理 士 明 石
昌 毅FIG、2 第1頁の続き 0発 明 者 ジュツ・ニイラー アメリカ合衆国コネチカット州 グランストンベリー・ベル・ス トリート205
気を組込まれたファンジェットエンジンの要部を示す解
図である。 第2図は第1図の線2−2による断面図である。 2・・・低圧圧縮機、4・・・高圧圧縮機、6.8・・
・ブレード、10・・・上流側壁、12・・・下流側壁
、14・・・ダクト、16・・・通路、18・・・孔、
20・・・ファンダクト、22・・・ステータベーン、
24・・・インナ壁。 25・・・アウタ壁、26・・・スワールベーン、28
・・・スワールディフレクタ、30・・・切換弁、32
・・・リング状弁要素 特許出願人 ユナイテッド・チクノロシーズ・、コー
ポレイション 代 理 人 弁 理 士 明 石
昌 毅FIG、2 第1頁の続き 0発 明 者 ジュツ・ニイラー アメリカ合衆国コネチカット州 グランストンベリー・ベル・ス トリート205
Claims (1)
- ツインスプール式軸流型圧縮機を含む型式のファンジェ
ットエンジンのコアエンジンのための粉塵除去/サージ
防止ブリード装置にして、コアエンジン圧縮機空気を周
縁方向に互いに隔置され半径方向に延在する複数個の通
路内へ導くべく低圧圧縮機のスプールが終り高圧圧縮機
のスプールが始まるそれらの接合点に近接してコアエン
ジンの7ウタ壁に形成された環状ダクト装置と、ファン
吐出ダクトを郭定するインナ壁及びアウタ!と、前記フ
ァン吐出ダクト内に周縁方向に互いに隔置して配置され
前記インナ壁と前記アウタ壁との間に延在する複数個の
ステータベーンと、前記ステータベーンの圧力側表面に
近接した位置にて前記」7工ンジン圧縮機空気をファン
吐出空気流内へ吐出タベく前記ステータベーンの圧力側
表面に近接した位置にて前記インナ壁に形成され前記周
縁方向に互いに隔置され¥径方向に延在する複数個の通
路と連通する複数個の孔と、前記ファン吐出空気の流れ
を損ねることのない速度及び方向にて前記コアエンジン
圧縮機空気を導く装置と、前記周縁方向に互いに隔置さ
れ半径方向に延在する複数個の通路のそれぞれを流れる
空気流を制御すべく前記通路のそれぞれに配置された開
閉弁IAMとを含む粉塵除去/サージ防止ブリード装置
。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/330,760 US4463552A (en) | 1981-12-14 | 1981-12-14 | Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine |
US330760 | 1981-12-14 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS58106134A true JPS58106134A (ja) | 1983-06-24 |
JPH0413526B2 JPH0413526B2 (ja) | 1992-03-10 |
Family
ID=23291206
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP57209198A Granted JPS58106134A (ja) | 1981-12-14 | 1982-11-29 | ファンジェットエンジンに使用される粉塵除去及びサージ防止ブリード装置 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4463552A (ja) |
JP (1) | JPS58106134A (ja) |
DE (1) | DE3243279A1 (ja) |
FR (1) | FR2518169B1 (ja) |
GB (1) | GB2111601B (ja) |
IT (1) | IT1156141B (ja) |
SE (1) | SE453417B (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH05125957A (ja) * | 1991-04-22 | 1993-05-21 | General Electric Co <Ge> | 熱交換装置 |
Families Citing this family (85)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH663254A5 (de) * | 1983-06-06 | 1987-11-30 | Jakob Huber | Gasturbinen-triebwerk mit kohlenstaubfeuerung. |
US4546605A (en) * | 1983-12-16 | 1985-10-15 | United Technologies Corporation | Heat exchange system |
US4715779A (en) * | 1984-12-13 | 1987-12-29 | United Technologies Corporation | Bleed valve for axial flow compressor |
US4698964A (en) * | 1985-09-06 | 1987-10-13 | The Boeing Company | Automatic deflector for a jet engine bleed air exhaust system |
US4896510A (en) * | 1987-02-06 | 1990-01-30 | General Electric Company | Combustor liner cooling arrangement |
US4827713A (en) * | 1987-06-29 | 1989-05-09 | United Technologies Corporation | Stator valve assembly for a rotary machine |
FR2640685B1 (fr) * | 1988-12-15 | 1991-02-08 | Snecma | Vanne de decharge de compresseur de turboreacteur |
US5123240A (en) * | 1990-03-19 | 1992-06-23 | General Electric Co. | Method and apparatus for ejecting foreign matter from the primary flow path of a gas turbine engine |
US5059093A (en) * | 1990-06-07 | 1991-10-22 | United Technologies Corporation | Compressor bleed port |
US5201801A (en) * | 1991-06-04 | 1993-04-13 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine particle separator |
GB2259328B (en) * | 1991-09-03 | 1995-07-19 | Gen Electric | Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter |
US5515673A (en) * | 1991-10-23 | 1996-05-14 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A" | Device for controlling the opening and closing of discharge valves of a turbojet engine |
US5211003A (en) * | 1992-02-05 | 1993-05-18 | General Electric Company | Diffuser clean air bleed assembly |
US5261228A (en) * | 1992-06-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Apparatus for bleeding air |
DE4326799A1 (de) * | 1993-08-10 | 1995-02-16 | Abb Management Ag | Vorrichtung zur Sekundärluftentnahme aus einem Axialverdichter |
US5623820A (en) * | 1995-02-03 | 1997-04-29 | The Boeing Company | Flow control apparatus for gas turbine engine installation pressure relief doors |
DE19632038A1 (de) * | 1996-08-08 | 1998-02-12 | Asea Brown Boveri | Vorrichtung zur Abscheidung von Staubpartikeln |
US6179943B1 (en) | 1997-07-30 | 2001-01-30 | The Boeing Company | Method for forming a composite acoustic panel |
US5975237A (en) * | 1997-07-30 | 1999-11-02 | The Boeing Company | Reinforcing structure for engine nacelle acoustic panel |
US6129311A (en) * | 1997-07-30 | 2000-10-10 | The Boeing Company | Engine nacelle outer cowl panel with integral track fairings |
US6173807B1 (en) | 1998-04-13 | 2001-01-16 | The Boeing Company | Engine nacelle acoustic panel with integral wedge fairings and an integral forward ring |
DE19959596A1 (de) * | 1999-12-10 | 2001-06-13 | Rolls Royce Deutschland | Abblaseventil eines Verdichters, insbesondere für ein Zweistrahl-Flugtriebwerk |
FR2823532B1 (fr) | 2001-04-12 | 2003-07-18 | Snecma Moteurs | Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee |
US6565313B2 (en) * | 2001-10-04 | 2003-05-20 | United Technologies Corporation | Bleed deflector for a gas turbine engine |
GB0206880D0 (en) * | 2002-03-23 | 2002-05-01 | Rolls Royce Plc | A vane for a rotor arrangement for a gas turbine engine |
US6755025B2 (en) | 2002-07-23 | 2004-06-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Pneumatic compressor bleed valve |
US7147426B2 (en) * | 2004-05-07 | 2006-12-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shockwave-induced boundary layer bleed |
JP4279245B2 (ja) * | 2004-12-06 | 2009-06-17 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービンエンジン |
WO2006091138A1 (en) * | 2005-02-25 | 2006-08-31 | Volvo Aero Corporation | A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine |
US7581397B2 (en) * | 2005-08-26 | 2009-09-01 | Honeywell International Inc. | Diffuser particle separator |
US7387489B2 (en) * | 2005-10-17 | 2008-06-17 | Honeywell International Inc. | Bleed valve outlet flow deflector |
US7624581B2 (en) * | 2005-12-21 | 2009-12-01 | General Electric Company | Compact booster bleed turbofan |
US20080044273A1 (en) * | 2006-08-15 | 2008-02-21 | Syed Arif Khalid | Turbomachine with reduced leakage penalties in pressure change and efficiency |
US20080046407A1 (en) * | 2006-08-16 | 2008-02-21 | Microsoft Corporation | Application search interface |
GB0617769D0 (en) | 2006-09-09 | 2006-10-18 | Rolls Royce Plc | An engine |
FR2926337B1 (fr) * | 2008-01-14 | 2013-12-06 | Snecma | Aube directrice de sortie pour un turboreacteur d'avion et turboreacteur comportant cette aube |
US8826641B2 (en) * | 2008-01-28 | 2014-09-09 | United Technologies Corporation | Thermal management system integrated pylon |
GB0809336D0 (en) | 2008-05-23 | 2008-07-02 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine arrangement |
FR2931886B1 (fr) * | 2008-05-29 | 2011-10-14 | Snecma | Collecteur d'air dans une turbomachine. |
GB2467121B (en) * | 2009-01-21 | 2011-03-30 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
GB2467120B (en) * | 2009-01-21 | 2013-05-15 | Rolls Royce Plc | A gas Turbine engine |
US20110265490A1 (en) * | 2010-04-30 | 2011-11-03 | Kevin Samuel Klasing | Flow mixing vent system |
US20110274537A1 (en) * | 2010-05-09 | 2011-11-10 | Loc Quang Duong | Blade excitation reduction method and arrangement |
GB201015743D0 (en) * | 2010-09-21 | 2010-10-27 | Rolls Royce Plc | Bleed valve |
US20120070271A1 (en) | 2010-09-21 | 2012-03-22 | Urban Justin R | Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events |
US8935926B2 (en) | 2010-10-28 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Centrifugal compressor with bleed flow splitter for a gas turbine engine |
FR2982588B1 (fr) * | 2011-11-10 | 2013-11-22 | Aircelle Sa | Panneau composite a ecope de prelevement integree |
US8430202B1 (en) | 2011-12-28 | 2013-04-30 | General Electric Company | Compact high-pressure exhaust muffling devices |
DE102012007130A1 (de) * | 2012-04-10 | 2013-10-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbine mit einem Entlastungskanal in einem Leitschaufelfußelement eines Nebenstromkanals |
US8511096B1 (en) | 2012-04-17 | 2013-08-20 | General Electric Company | High bleed flow muffling system |
US9399951B2 (en) | 2012-04-17 | 2016-07-26 | General Electric Company | Modular louver system |
US8550208B1 (en) | 2012-04-23 | 2013-10-08 | General Electric Company | High pressure muffling devices |
US9638201B2 (en) * | 2012-06-20 | 2017-05-02 | United Technologies Corporation | Machined aerodynamic intercompressor bleed ports |
US9528391B2 (en) * | 2012-07-17 | 2016-12-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine outer case with contoured bleed boss |
US20140338360A1 (en) * | 2012-09-21 | 2014-11-20 | United Technologies Corporation | Bleed port ribs for turbomachine case |
US9879599B2 (en) * | 2012-09-27 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Nacelle anti-ice valve utilized as compressor stability bleed valve during starting |
US9328735B2 (en) * | 2012-09-28 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Split ring valve |
US9518513B2 (en) | 2012-10-12 | 2016-12-13 | General Electric Company | Gas turbine engine two degree of freedom variable bleed valve for ice extraction |
US9982598B2 (en) | 2012-10-22 | 2018-05-29 | General Electric Company | Gas turbine engine variable bleed valve for ice extraction |
US9541003B2 (en) | 2013-02-23 | 2017-01-10 | Rolls-Royce Corporation | Air particle separator |
WO2014143296A1 (en) * | 2013-03-14 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Splitter for air bleed manifold |
US9623354B2 (en) | 2013-11-21 | 2017-04-18 | General Electric Company | System for extracting matter through variable bleed valves in turbines |
FR3018096B1 (fr) * | 2014-03-03 | 2019-03-29 | Safran Aircraft Engines | Conduit de decharge pour une turbomachine |
US10352248B2 (en) | 2014-10-01 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Synchronized air modulating system |
US9835043B2 (en) * | 2014-10-01 | 2017-12-05 | United Technologies Corporation | Guided binding-resistant actuation apparatus and method |
US10837313B2 (en) * | 2014-12-15 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engines with heated cases |
US9909497B2 (en) * | 2015-05-07 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Combined stability and customer bleed with dirt, water and ice rejection |
US10287992B2 (en) | 2015-08-26 | 2019-05-14 | General Electric Company | Gas turbine engine hybrid variable bleed valve |
US10196982B2 (en) | 2015-11-04 | 2019-02-05 | General Electric Company | Gas turbine engine having a flow control surface with a cooling conduit |
US10995666B2 (en) | 2015-11-13 | 2021-05-04 | General Electric Company | Particle separators for turbomachines and method of operating the same |
JP6689105B2 (ja) * | 2016-03-14 | 2020-04-28 | 三菱重工業株式会社 | 多段軸流圧縮機及びガスタービン |
US10208676B2 (en) | 2016-03-29 | 2019-02-19 | General Electric Company | Gas turbine engine dual sealing cylindrical variable bleed valve |
US10208628B2 (en) | 2016-03-30 | 2019-02-19 | Honeywell International Inc. | Turbine engine designs for improved fine particle separation efficiency |
US20180135516A1 (en) | 2016-11-16 | 2018-05-17 | Honeywell International Inc. | Scavenge methodologies for turbine engine particle separation concepts |
US10934943B2 (en) | 2017-04-27 | 2021-03-02 | General Electric Company | Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange |
US20190055889A1 (en) * | 2017-08-17 | 2019-02-21 | United Technologies Corporation | Ducted engine compressor bleed valve architecture |
US10816014B2 (en) | 2018-07-25 | 2020-10-27 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for turbine engine particle separation |
US11125168B2 (en) | 2018-10-24 | 2021-09-21 | Raytheon Technologies Corporation | Dirt mitigation in a gas turbine engine |
US11261800B2 (en) | 2018-10-24 | 2022-03-01 | Raytheon Technologies Corporation | Adaptive bleed schedule in a gas turbine engine |
FR3094043B1 (fr) * | 2019-03-18 | 2022-07-08 | Safran Aircraft Engines | Prélèvement de puissance sur corps BP et système d’évacuation de débris |
US11713722B2 (en) | 2020-05-08 | 2023-08-01 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine compressor particulate offtake |
FR3129442A1 (fr) * | 2021-11-24 | 2023-05-26 | Safran Aircraft Engines | Compresseur centrifuge muni d’un dispositif d’extraction de particules ingérées |
US11821363B1 (en) | 2022-05-06 | 2023-11-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus for removing particulate matter from bleed gas and gas turbine engine including same |
US11585269B1 (en) | 2022-05-06 | 2023-02-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus for removing particulate matter from bleed gas |
US11731778B1 (en) | 2022-05-13 | 2023-08-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus for removing particulate matter from bleed gas |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2986231A (en) * | 1957-02-11 | 1961-05-30 | United Aircraft Corp | Compressed air bleed and separation |
FR1232667A (fr) * | 1958-08-05 | 1960-10-11 | Rolls Royce | Soupape annulaire |
US3108767A (en) * | 1960-03-14 | 1963-10-29 | Rolls Royce | By-pass gas turbine engine with air bleed means |
GB936635A (en) * | 1961-04-21 | 1963-09-11 | Rolls Royce | Multi-stage axial-flow compressor |
GB987625A (en) * | 1963-10-14 | 1965-03-31 | Rolls Royce | Improvements in or relating to axial flow compressors, for example for aircraft gas turbine engines |
US3680309A (en) * | 1969-09-25 | 1972-08-01 | Garrett Corp | Two-spool auxiliary power unit and control means |
US3638428A (en) * | 1970-05-04 | 1972-02-01 | Gen Electric | Bypass valve mechanism |
DE2247400C2 (de) * | 1972-09-27 | 1975-01-16 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Vorrichtung zum Abblasen von verdichteter Luft aus einem Verdichter eines Gasturbinenstrahltriebwerks |
US4055946A (en) * | 1976-03-29 | 1977-11-01 | United Technologies Corporation | Twin-spool gas turbine power plant with means to spill compressor interstage airflow |
US4086761A (en) * | 1976-04-26 | 1978-05-02 | The Boeing Company | Stator bypass system for turbofan engine |
FR2359982A1 (fr) * | 1976-07-28 | 1978-02-24 | Snecma | Valve de mise en communication de deux espaces separes par une paroi |
GB2014663B (en) * | 1978-02-18 | 1982-05-06 | Rolls Royce | Gas turbine ducted fan engine |
FR2438157A1 (fr) * | 1978-10-05 | 1980-04-30 | Alsthom Atlantique | Grille d'aubes pour turbine ou compresseur |
US4791783A (en) * | 1981-11-27 | 1988-12-20 | General Electric Company | Convertible aircraft engine |
-
1981
- 1981-12-14 US US06/330,760 patent/US4463552A/en not_active Expired - Lifetime
-
1982
- 1982-11-19 GB GB08233046A patent/GB2111601B/en not_active Expired
- 1982-11-23 DE DE19823243279 patent/DE3243279A1/de active Granted
- 1982-11-26 SE SE8206769A patent/SE453417B/sv not_active IP Right Cessation
- 1982-11-29 JP JP57209198A patent/JPS58106134A/ja active Granted
- 1982-12-13 FR FR8220822A patent/FR2518169B1/fr not_active Expired
- 1982-12-14 IT IT24728/82A patent/IT1156141B/it active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH05125957A (ja) * | 1991-04-22 | 1993-05-21 | General Electric Co <Ge> | 熱交換装置 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT1156141B (it) | 1987-01-28 |
FR2518169B1 (fr) | 1985-11-15 |
US4463552A (en) | 1984-08-07 |
GB2111601A (en) | 1983-07-06 |
SE8206769D0 (sv) | 1982-11-26 |
SE8206769L (sv) | 1983-06-15 |
DE3243279A1 (de) | 1983-06-23 |
DE3243279C2 (ja) | 1992-02-27 |
JPH0413526B2 (ja) | 1992-03-10 |
IT8224728A0 (it) | 1982-12-14 |
SE453417B (sv) | 1988-02-01 |
GB2111601B (en) | 1984-11-28 |
FR2518169A1 (fr) | 1983-06-17 |
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