JPS62630A - 冷却空気流を制御する方法と航空機 - Google Patents

冷却空気流を制御する方法と航空機

Info

Publication number
JPS62630A
JPS62630A JP61099537A JP9953786A JPS62630A JP S62630 A JPS62630 A JP S62630A JP 61099537 A JP61099537 A JP 61099537A JP 9953786 A JP9953786 A JP 9953786A JP S62630 A JPS62630 A JP S62630A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
temperature
aircraft
speed
scheduled
altitude
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.)
Granted
Application number
JP61099537A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH0476021B2 (ja
Inventor
フレデリック・ジョン・ピネオ
ホセ・トマス・アルバレズ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPS62630A publication Critical patent/JPS62630A/ja
Publication of JPH0476021B2 publication Critical patent/JPH0476021B2/ja
Granted legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Motor Or Generator Cooling System (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (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。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明はガスタービン機関のタービン羽根を通る冷却
空気流の変調に関する。この変調は高度、機関速度及び
羽根温度の関数である。
発明の背景 ガスタービン機関では、極めて高温（約２２００乃至２
５００”Ｆ）のガス・ジェットがタービンに当り、ター
ビンを回転させ、こうして仕事をする。タービン羽根の
内部に空気流を通すことにより、タービン羽根を冷却す
ることは周知である。
然し、この様に空気流を通すことは、冷却空気流が動力
を発生する空気流から方向転換されたものであるという
点で、高価につく。従って、必要のない時にタービン羽
根の冷却を少なくし又はなくすことが望ましい。
発明の目的 この発明の目的は、ガスタービン機関に於けるタービン
の冷却を変調することである。
発明の要約。
この発明の１形式では、タービン冷却空気が、機関速度
、高度及び羽根；、１度の関数として変調される。
発明の詳細な説明 第１図に示す様に、抽気部３がガスタービン開開の圧縮
機９からの空気６を抽出し、この空気を高圧タービン１
２に差し向ける。この空気は高圧タービンの内部通路の
中に供給され、タービン羽根１６の中を流れ、ガス−＄
Ｅ１Ｂ及び２１として羽根の孔（図に示ｊ７てない）か
ら出て行く。ガス流１８及び２１が燃焼器２７によって
発生された高温燃焼ガス２４と一緒になり、それを組合
せた流れが動力タービン３０に当る。動力タービン３０
は、例えばヘリコプタの回転子を駆動する軸に接続する
ことが出来る。
圧縮機の空気を抽出し、それを高圧タービンに通ず構成
の細部は、この発明の一部分を構成するものではない。
圧縮機の空気を抽出して、それをタービン羽根１５に通
す種々の流体回路及び機構は公知である。この発明は、
油気通路（矢印６で示す）内に接続されていて、冷却の
流れを変調する弁３３の制御に関する。
第２図は第１図の弁３３を制御する為に使われる１つの
計画表３６を示す。圧縮機全人口圧力（ＰＴ２、第１図
の圧力センサ３４によってΔｐ１定される）を横軸に示
しである。第２図のＰＴ２は、一般的に機関の高度を表
わし、それに対応して冷却空気流の空気密度を表わす。
ＰＴ２が小さいことは、一層高い高度に対応し、勿論、
ＰＴ２が大きいことは高度が低いことに対応する。こう
いうことは亜音速航空機の場合に成立する。（超音速航
空機を含む）一般的な場合、飛行マ・ν／＼数の別の人
力を使って、計画表を決定することが出来る。
この様な別の人力の作り方は公知である。
縦軸のＮ／Ｊ′Ｔは、業界でその定義がはっきりしてい
る補正機関速度（「速度」）を表わし、第１図の速度セ
ンサ３４Ａによって測定される。この速度は、特定の入
口圧力ＰＴ２で、公称の動作状態にある機関に対して予
想される速度である。
ＰＴ２の単位はｐｓｌａであり、補正速度の単位は定格
速度の百分率である。計画表３６がＰＴ２の関数として
速度閾値を決める。第２図の計画表３６が破線３７．３
８によって６つの領域に分けられている。これらの領域
には文字Ａ乃至Ｆを付しである。
機関の動作状態が、計画表３６より下にある速度及びＰ
Ｔ２のデータ点を持つ時（即ち、領域Ａ乃至Ｃにある時
）、第１図のサーボ３９が弁３３を閉じる。逆に、機関
が計画表３６より上側で運転される時（即ち領域り乃至
Ｆにある時）、サーボ３９が弁を開く。
第２図の計画表３６は３つの重要な特徴を持っている。
その１番目は、高度が低い時（ＰＴ２が１４．７ｐｓｉ
ａより高く、領域Ａにある時）、補正速度が９２％より
低くなれば、あらゆる高度で弁を閉じる。その１つの理
由は、こういう状態で弁を閉じると、主に第１図の空気
流６の方向転換をなくすことにより、消費燃料比が改善
されるからである。第２に、高い高度では（ＰＴ２が５
．４より下で領域Ｃ）、９６．７５％より低い全ての速
度に対し、弁を閉じる。その１つの理由は、例えば８　
ｐｓｌａのＰＴ２及び９４．５％の速度に於けるＳＦＣ
定格点が、弁を閉じることを必要とするからである。Ｓ
ＦＣ定格点は機関の設計技術者によって決められる。第
３に、計画表３６は低速低高度領域と高速高高度領域の
間で直線（領域Ｂ及びＥの１８１の境界を形成する）で
ある（即ち、点４２及び４５の間は１火桶間になる）。
直線又は１次と云う言葉は、第２図の縦軸の量をＹ、横
軸の量をＸとし、Ｂを交点のＹの値とすると、Ｙ−ＭＸ
＋Ｂという形の式を持つ直線であることを意味する。
この発明は第２図の計画表を次の様に使う。第３図に示
す様に、ＰＴ２が第２図の計画を持つ計画手段４８に供
給される。所定のＰＴ２に対し、線５１に出力として速
度閾値（Ｎ　／　ＪＴＴ　ＨＲＥＳＨと記す）が得られ
る。例えば、第２図に示す様に、ＰＴ２は８．８である
ことがあり、この場合、破線５４及び５７で示す様に、
約９５．５％の閾値速度が得られる。この９５．５９６
の補正速度が第３図の線５１に出る。
ブロック６０で示す様に、線６３の実際の補正機関速度
（Ｎ　／　Ｊ′７ｆ）が線５１の閾値速度と比較される
。実際の速度がブロック６０の上側のＹＥＳの記号で示
す様に、閾値速度を越える場合、記号ＣＶ−１で示す様
に、冷却弁３３を開く。実際の速度が、ブロック６０の
右側の記号Ｎｏで示す様に、閾値速度を越えない場合、
ブロック６６で示す様に、タービン羽根の実際の温度（
７４Ｂ。
第１図の温度センサ６１によって測定される）を照会す
る。
機関の設計技術者によって前辺て定められた限界温度（
Ｔ４Ｂ限界）が線６７に出る。ブロック６６は、実際の
温度が限界を越えているかどうかを決める。ブロック６
６の上側の記号ＹＥＳで示す様に、越えていれば、記号
ＣＶＩで示す様に、冷却弁３３を開く。実際の温度が限
界より低ければ、論理はブロック７１に進み、そこで実
際の温度が線６７の限界よりも１００’以上低いかどう
か照会する。（ブロック７１では、ＴＡＢが限界−１０
０”より高いかどうかという照会をする。）ブロック７
１の右側に示したＮｏの決定は、羽根が十分低温であり
、この為記号ＣＶ−Ｏで示す様に、冷却弁３３を閉じる
。ブロック７１の上側の答えがＹＥＳであれば、冷却弁
３３の位置は変えない（ｃＶ−ＣＶ）。
一旦弁３３が温度の為に開かれると（ブロック６６の上
側の決定ＹＥＳが得られる）、温度が限界Ｔ４Ｂ（限界
）より１００丁以−１１下がる（この場合、決定Ｎｏに
より、ＣＶ−Ｏの結果が得られる）まで、弁は閉じない
為、ブロック７１が装置にヒステリシスの保護作用を１
４ｊ込む。このヒステリシスの保護作用は、実際のター
ビン羽根温度ＴＢ４が線６７のＴ４Ｂ（限界）に近い時
のチャタリングを防止するのに役立つ。
第３図に示した論理はディジタル計算機のプログラムで
容易に実施することが出来る。圧力Ｐ２、速度Ｎ／Ｊτ
、及び温度信号ＴＡＢ及びＴＡＢ（限界）は実際には、
このプログラムを実行する計算機に供給されるディジタ
ル信号である。このプログラムが航空機の飛行中、ブロ
ック４８，６０．６６及び７１の動作を絶えず繰返す。
論理がこの経路から出て行く時（例えばブロック６０の
上のＹＥＳ線）、何時でも論理はブロック４８から再開
される。この為、速度がＮ／、／’Ｔ　　ＴＨＲＥＳＨ
より高いが羽根温度がＴ４Ｂ　（限界）より低い時に起
る様な異常が防止される。論理がブロック６０の上側の
ＹＥＳ線から出て行かない場合、ブロック６０及び７１
は単に循環的に弁３３を開閉する。サーボ３９は公知で
ある。
高圧タービンを冷却する為に圧縮機の抽出空気を供給す
ることが、２進的にオン／オフ形で変調される発明につ
いて説明した。弁３３は開又は閉の何れかであり、中間
位置は考えていない。更に、この変調は高度及び機関速
度（第２図の計画に基づく）とタービン羽根の温度との
関数である。こ＼で説明した実施例では、第２図の領域
Ｄ−Ｆで運転していると、羽根を冷却する為に弁が開き
、領域Ａ−Ｃでは、燃料消費を改善する為に弁が閉じる
。
この発明の範囲内で種々の変更を加えることが出来る。
この発明の範囲は特許請求の範囲によって限定されるこ
とを承知されたい。
【図面の簡単な説明】
第１図はガスタービン機関の略図、第２図は圧縮機の人
口に於ける全圧（ＰＴ２）に対する補正した圧縮機速度
（Ｎ／ｆｌ）に基づく計画を示すグラフ、第３図はこの
発明の１形式の動作を示すフローチャートである。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １）航空機用ガスタービン機関のタービンの羽根に対す
    る冷却空気流を制御する方法に於て、航空機の高度、機
    関速度及び羽根の温度に基づいて冷却空気流を維持し且
    つ終了させる工程を含む方法。 ２）航空機内のタービン羽根に対する冷却空気流を制御
    する方法に於て、 （ａ）航空機の高度が予定の高度より高い時の第１の速
    度、航空機が予定の高度より低い時の第２の速度、及び
    航空機が前記第１及び第２の高度の間にある１次補間し
    た一連の速度を含む機関の閾値速度の計画表を設定し、 （ｂ）実際の速度が閾値速度を越える場合に冷却空気を
    維持し、 （ｃ）越えない場合、羽根の温度が予定の限界を越えた
    時に冷却空気を維持し、 （ｄ）この予定の限界を越えない場合、羽根の温度が限
    界より予定量だけ下がった時に冷却空気を終了させる工
    程を含む方法。 ３）航空機用ガスタービン機関のタービン羽根に対する
    冷却空気を制御する方法に於て、 （ａ）第１の予定の機関速度及び第１の予定の高度で構
    成された第１のデータ点を定め、 （ｂ）第２の予定の機関速度及び第２の予定の高度で構
    成された第２のデータ点を定め、 （ｃ）前記第１及び第２のデータ点の間の１次補間をし
    、 （ｄ）下記の条件 （ｉ）機関速度が第１の予定の機関速度より低く且つ航
    空機が第１の予定の高度より高い、（ｉｉ）機関速度が
    第２の予定の機関速度より低く航空機が第２の予定の高
    度より低い、 （ｉｉｉ）航空機が第１及び第２の予定の高度の間にあ
    る時、機関速度が補間値より下がる、という条件の内の
    １つが発生しない限り、冷却空気流を維持し、この条件
    が発生した時、冷却空気流を終了させる工程を含む方法
    。 ４）特許請求の範囲３）に記載した方法に於て、更に、 羽根温度が第１の温度を越える時、前記（ｄ）の（ｉ）
    、（ｉｉ）及び（ｉｉｉ）の条件に関係なく、冷却空気
    流を維持し、 羽根温度が第１の温度より予定量だけ下がった時、冷却
    空気流を終了させる工程を更に含む方法。 ５）タービン羽根に対する冷却空気流を制御する弁を持
    つガスタービン機関を有する航空機に於て、 （ａ）機関の予定の部品の回転速度を表わす実速信号を
    発生する速度センサ手段と、 （ｂ）航空機の高度を表わす圧力信号を発生する圧力セ
    ンサ手段と、 （ｃ）前記タービン羽根の温度を表わす羽根温度信号を
    発生する温度センサ手段と、 （ｄ）前記速度センサ手段（ａ）及び圧力センサ手段（
    ｂ）の両方に結合されていて、実速信号及び圧力信号の
    関数として閾値速度信号を発生する計画手段と、 （ｅ）（ｉ）閾値速度信号を実速信号と比較して実速が
    閾値速度を越える時に弁を開き、 （ｉｉ）羽根温度信号を第１の温度限界と 比較して羽根温度が第１の温度限界を越える時に弁を開
    き、 （ｉｉｉ）羽根温度信号を第２の温度限界と比較して、
    ［１］羽根温度が第２の限界より下がった時に弁を閉じ
    、［２］羽根温度が第２の限界より高い時、弁を開いた
    状態又は閉じた状態の何れかの現在状態に維持するサー
    ボ手段とを有する航空機。
JP61099537A 1985-05-06 1986-05-01 冷却空気流を制御する方法と航空機 Granted JPS62630A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/732,012 US4815928A (en) 1985-05-06 1985-05-06 Blade cooling
US732012 1985-05-06

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS62630A true JPS62630A (ja) 1987-01-06
JPH0476021B2 JPH0476021B2 (ja) 1992-12-02

Family

ID=24941822

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP61099537A Granted JPS62630A (ja) 1985-05-06 1986-05-01 冷却空気流を制御する方法と航空機

Country Status (7)

Country Link
US (1) US4815928A (ja)
JP (1) JPS62630A (ja)
CA (1) CA1263031A (ja)
DE (1) DE3615008C2 (ja)
FR (1) FR2581420B1 (ja)
GB (1) GB2175048B (ja)
IT (1) IT1204340B (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009115451A (ja) * 2009-02-25 2009-05-28 Tokyo Gas Co Ltd 床暖房装置に用いる結合材

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS62182444A (ja) * 1986-02-07 1987-08-10 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却空気制御方法及び装置
US5012420A (en) * 1988-03-31 1991-04-30 General Electric Company Active clearance control for gas turbine engine
US5157914A (en) * 1990-12-27 1992-10-27 United Technologies Corporation Modulated gas turbine cooling air
US5375972A (en) * 1993-09-16 1994-12-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine stator vane structure
US5636659A (en) * 1995-10-17 1997-06-10 Westinghouse Electric Corporation Variable area compensation valve
DE19624171C1 (de) * 1996-06-18 1998-01-08 Mtu Muenchen Gmbh Verfahren zur Regelung eines Turbo-Strahltriebwerks
US5732546A (en) * 1996-07-19 1998-03-31 General Electric Company Transient turbine overtemperature control
US5694760A (en) * 1996-07-19 1997-12-09 General Electric Company Cumbustor lean flameout control
DE19824766C2 (de) * 1998-06-03 2000-05-11 Siemens Ag Gasturbine sowie Verfahren zur Kühlung einer Turbinenstufe
JP2003506614A (ja) * 1999-07-29 2003-02-18 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト ガスタービンの冷却空気流の調整装置と方法およびタービン
GB9917957D0 (en) 1999-07-31 1999-09-29 Rolls Royce Plc A combustor arrangement
CA2334071C (en) * 2000-02-23 2005-05-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade
US6481211B1 (en) 2000-11-06 2002-11-19 Joel C. Haas Turbine engine cycling thermo-mechanical stress control
US6523346B1 (en) 2001-11-02 2003-02-25 Alstom (Switzerland) Ltd Process for controlling the cooling air mass flow of a gas turbine set
DE10160996A1 (de) * 2001-12-12 2003-06-18 Rolls Royce Deutschland Vorrichtung zur Luftmassenstromregelung
WO2004113684A1 (de) * 2003-06-16 2004-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Strömungsmaschine, insbesondere gasturbine
US7124591B2 (en) * 2004-01-09 2006-10-24 Siemens Power Generation, Inc. Method for operating a gas turbine
SE527649C2 (sv) * 2004-06-04 2006-05-02 Volvo Aero Corp Motor, fordon försett med en sådan motor, samt ett förbindningselement mellan ett första och ett andra element i en motor
US8356693B2 (en) * 2007-09-24 2013-01-22 Honeywell International Inc. Overboard vent valve for use in an aircraft bearing lubrication system
US8616827B2 (en) * 2008-02-20 2013-12-31 Rolls-Royce Corporation Turbine blade tip clearance system
US8256228B2 (en) * 2008-04-29 2012-09-04 Rolls Royce Corporation Turbine blade tip clearance apparatus and method
US8517663B2 (en) * 2008-09-30 2013-08-27 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engine temperature management
US20130170966A1 (en) * 2012-01-04 2013-07-04 General Electric Company Turbine cooling system
EP2959117B1 (en) 2013-02-23 2019-07-03 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Blade clearance control for gas turbine engine
US20140255145A1 (en) * 2013-03-08 2014-09-11 General Electric Company Systems and Methods for Providing a Flow of Purge Air and an Adjustable Flow of Cooling Air in a Gas Turbine Application
CN105247169B (zh) * 2013-03-15 2018-01-26 通用电气公司 调节的涡轮冷却系统
US9938904B2 (en) * 2013-12-20 2018-04-10 United Technologies Corporation Method of controlling a gas turbine engine using real-time component temperature data
CN104632303B (zh) * 2014-12-30 2017-07-07 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机透平的自动智能冷却系统和方法

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2787440A (en) * 1953-05-21 1957-04-02 Westinghouse Electric Corp Turbine apparatus
GB1483733A (en) * 1973-11-07 1977-08-24 Lucas Industries Ltd Electric control circuit arrangements for gas turbine engines
GB1476237A (en) * 1975-08-15 1977-06-10 Rolls Royce Support structure in gas turbine engines
US4069662A (en) * 1975-12-05 1978-01-24 United Technologies Corporation Clearance control for gas turbine engine
US4102595A (en) * 1976-10-19 1978-07-25 General Electric Company Bleed valve control system
US4164033A (en) * 1977-09-14 1979-08-07 Sundstrand Corporation Compressor surge control with airflow measurement
US4164034A (en) * 1977-09-14 1979-08-07 Sundstrand Corporation Compressor surge control with pressure rate of change control
US4217755A (en) * 1978-12-04 1980-08-19 General Motors Corporation Cooling air control valve
US4292806A (en) * 1979-02-28 1981-10-06 Semco Instruments, Inc. Turbocharger control system
US4296599A (en) * 1979-03-30 1981-10-27 General Electric Company Turbine cooling air modulation apparatus
US4304093A (en) * 1979-08-31 1981-12-08 General Electric Company Variable clearance control for a gas turbine engine
US4332133A (en) * 1979-11-14 1982-06-01 United Technologies Corporation Compressor bleed system for cooling and clearance control
US4338061A (en) * 1980-06-26 1982-07-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Control means for a gas turbine engine
US4487016A (en) * 1980-10-01 1984-12-11 United Technologies Corporation Modulated clearance control for an axial flow rotary machine
US4391290A (en) * 1980-10-23 1983-07-05 General Electric Company Altitude sensing control apparatus for a gas turbine engine
US4416111A (en) * 1981-02-25 1983-11-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Air modulation apparatus
GB2108586B (en) * 1981-11-02 1985-08-07 United Technologies Corp Gas turbine engine active clearance control
US4462204A (en) * 1982-07-23 1984-07-31 General Electric Company Gas turbine engine cooling airflow modulator
US4668162A (en) * 1985-09-16 1987-05-26 Solar Turbines Incorporated Changeable cooling control system for a turbine shroud and rotor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009115451A (ja) * 2009-02-25 2009-05-28 Tokyo Gas Co Ltd 床暖房装置に用いる結合材

Also Published As

Publication number Publication date
DE3615008A1 (de) 1986-11-06
FR2581420B1 (fr) 1990-02-02
FR2581420A1 (fr) 1986-11-07
JPH0476021B2 (ja) 1992-12-02
CA1263031A (en) 1989-11-21
DE3615008C2 (de) 1998-04-30
GB8609741D0 (en) 1986-05-29
IT1204340B (it) 1989-03-01
GB2175048B (en) 1989-09-13
US4815928A (en) 1989-03-28
GB2175048A (en) 1986-11-19
IT8620321A0 (it) 1986-05-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS62630A (ja) 冷却空気流を制御する方法と航空機
US20200200085A1 (en) Temperature-modulated recuperated gas turbine engine
US5042245A (en) Method and system for controlling variable compressor geometry
JP2700797B2 (ja) ガスタービン装置
EP2615275B1 (en) Coolant Supply System
EP0493111B1 (en) Gas turbine with modulation of cooling air
CA1119525A (en) Rotor/shroud clearance control system
US4437303A (en) Fuel control system for a gas turbine engine
US5351732A (en) Gas turbine engine clearance control
US6735955B2 (en) Control system for positioning compressor inlet guide vanes
US5012420A (en) Active clearance control for gas turbine engine
US20050109016A1 (en) Turbine tip clearance control system
JPH0122459B2 (ja)
JPS61252838A (ja) ガスタ−ビン
EP3054125A1 (en) Variable geometry gas turbine engine for use in inclement weather
JPS63198760A (ja) ガスタービンエンジンの過渡状態の制御装置
CA2043039C (en) Gas turbine and operating method of the same
CA1086512A (en) Bleed valve control system
CA1119524A (en) Air delivery system for regulating thermal growth
US20170191420A1 (en) Method and system for equipment compartment cooling
US6779967B2 (en) Device for air mass flow control
US4984425A (en) Acceleration control for a gas turbine engine
US20210270190A1 (en) System and method for monitoring a bleed valve of a gas turbine engine
US5224332A (en) Modulated gas turbine cooling air
KR100569766B1 (ko) 가스터빈엔진의작동방법