JPS63134823A - 高圧圧縮機を備えたガスタービンジェット推進装置 - Google Patents
高圧圧縮機を備えたガスタービンジェット推進装置Info
- Publication number
- JPS63134823A JPS63134823A JP62287216A JP28721687A JPS63134823A JP S63134823 A JPS63134823 A JP S63134823A JP 62287216 A JP62287216 A JP 62287216A JP 28721687 A JP28721687 A JP 28721687A JP S63134823 A JPS63134823 A JP S63134823A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- hollow shaft
- pressure compressor
- gas turbine
- heat shield
- jet propulsion
- 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
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 14
- 238000012856 packing Methods 0.000 claims description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 239000011796 hollow space material Substances 0.000 description 5
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 5
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000003031 feeding effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
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
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
- F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/584—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling or heating the machine
-
- 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)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (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】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、高圧圧縮機を備え、該高圧圧縮機のロータが
、本質的に中空軸として形成されており、該中空軸が、
高圧圧縮機の最後のタービン羽根車円板の後ろにおいて
、円錐形先細りの断面部を有し、且つ低圧圧縮機から空
気を供給することによって高圧圧縮機を冷却する装置を
備えたガスタービンジェット推進装置に関する。
、本質的に中空軸として形成されており、該中空軸が、
高圧圧縮機の最後のタービン羽根車円板の後ろにおいて
、円錐形先細りの断面部を有し、且つ低圧圧縮機から空
気を供給することによって高圧圧縮機を冷却する装置を
備えたガスタービンジェット推進装置に関する。
〔従来の技術〕
ガスタービンジェット推進装置の軸方向断面図を示す商
社スネクマーエス・シー・エヌ(SNECMA−3CN
)の案内書シー・エフ・エム(CF M) 2o74/
11/84から、低圧圧縮機から分枝され、且つ高圧圧
縮機円板と低圧圧縮機タービン軸の間の隙間に沿って導
かれる空気流れによって、圧縮機の冷却がおこなわれ、
前記空気流が、流れを下って、タービンマウンティング
室(Turb ine lagerkammer)を冷
却する、この種の高圧圧縮機が知られている。
社スネクマーエス・シー・エヌ(SNECMA−3CN
)の案内書シー・エフ・エム(CF M) 2o74/
11/84から、低圧圧縮機から分枝され、且つ高圧圧
縮機円板と低圧圧縮機タービン軸の間の隙間に沿って導
かれる空気流れによって、圧縮機の冷却がおこなわれ、
前記空気流が、流れを下って、タービンマウンティング
室(Turb ine lagerkammer)を冷
却する、この種の高圧圧縮機が知られている。
しかしながら、その圧縮機の場合、圧縮機円板の半径方
向外側領域に対する冷却効果が少ない。
向外側領域に対する冷却効果が少ない。
そのために、特に最近の高圧圧縮機のエンジンの最後の
圧縮機段の円板において、大きな半径方向の温度勾配の
ために、構成部材の応力が、円板が、外側で暖かい圧縮
機主流により洗われ、且つ、内側で冷却空気により洗わ
れることによって生じる大きな応力となる。
圧縮機段の円板において、大きな半径方向の温度勾配の
ために、構成部材の応力が、円板が、外側で暖かい圧縮
機主流により洗われ、且つ、内側で冷却空気により洗わ
れることによって生じる大きな応力となる。
このことからと、遠心力により制限される応力によって
、圧縮機円板には、強く応力が加えられるので、高圧圧
縮機の最後の段が、耐熱性ニッケル合金により作られて
いる。しかしながら、これは、ニッケル合金の大きな密
度のために、圧縮機が高重量を有するという欠点を有す
る。
、圧縮機円板には、強く応力が加えられるので、高圧圧
縮機の最後の段が、耐熱性ニッケル合金により作られて
いる。しかしながら、これは、ニッケル合金の大きな密
度のために、圧縮機が高重量を有するという欠点を有す
る。
本発明の課題は、熱的に高い応力が加えられる圧縮機構
成部材の外側領域も冷却することが出来、その結果、熱
的応力の減少を可能とし、且つ構成部材を、軽金属材料
により作ることを可能とした装置を作ることである。
成部材の外側領域も冷却することが出来、その結果、熱
的応力の減少を可能とし、且つ構成部材を、軽金属材料
により作ることを可能とした装置を作ることである。
上記課題の解決は、本発明にしたがって、a) 円錐形
熱シールド4が、中空軸1の円錐形先細りの部分の半径
方向外側において、最後の圧縮機段のロータ円板3に固
定されていると共に下流において中空軸1に固定されて
いること、b) 中空軸lには、下流にある熱シールド
固定部13の近くに、周方向に分配された複数の半径方
向穴5が備えられており、該穴を通して低圧圧縮機から
来る冷却空気を環状中空室6に流入させることが出来る
こと、 C)最後の高圧圧縮機のロータ円板3には、その外周辺
近くに、中空室6内の冷却空気が通る複数の軸方向穴7
が備えられていること、 d)環状熱シールド4が、最後方の圧縮機翼8の全ての
買足部領域15をおおい、半径方向外側へ翼8の足部迄
達していること の組み合わせによって達成される。
熱シールド4が、中空軸1の円錐形先細りの部分の半径
方向外側において、最後の圧縮機段のロータ円板3に固
定されていると共に下流において中空軸1に固定されて
いること、b) 中空軸lには、下流にある熱シールド
固定部13の近くに、周方向に分配された複数の半径方
向穴5が備えられており、該穴を通して低圧圧縮機から
来る冷却空気を環状中空室6に流入させることが出来る
こと、 C)最後の高圧圧縮機のロータ円板3には、その外周辺
近くに、中空室6内の冷却空気が通る複数の軸方向穴7
が備えられていること、 d)環状熱シールド4が、最後方の圧縮機翼8の全ての
買足部領域15をおおい、半径方向外側へ翼8の足部迄
達していること の組み合わせによって達成される。
熱シールドの長所は、最後の圧縮機円板及び円錐形中空
軸が、流れてくる熱い圧縮機ガスによるあまりにも強度
の熱負荷から防護されることにある。この構成部材を冷
却するために、さらに、循環する冷却空気流が、中空軸
と熱シールドの間の環状中空室を通して導かれ、次いで
冷却空気流は入口と出口の間の半径の違いによって生じ
る半径方向外側への遠心力により、二つの最後の圧縮機
円板間の空間に供給される。
軸が、流れてくる熱い圧縮機ガスによるあまりにも強度
の熱負荷から防護されることにある。この構成部材を冷
却するために、さらに、循環する冷却空気流が、中空軸
と熱シールドの間の環状中空室を通して導かれ、次いで
冷却空気流は入口と出口の間の半径の違いによって生じ
る半径方向外側への遠心力により、二つの最後の圧縮機
円板間の空間に供給される。
有利な本発明の形成においては、熱シールドが内方へ湾
曲して形成されており、その結果遠心力の応力に対して
熱シールドをささえることが可能である。さらに、環状
中空室内に、熱シールドの半径方向外側よりもいっそう
僅かな圧力が支配するので、この圧力差が遠心力の応力
に抗する。
曲して形成されており、その結果遠心力の応力に対して
熱シールドをささえることが可能である。さらに、環状
中空室内に、熱シールドの半径方向外側よりもいっそう
僅かな圧力が支配するので、この圧力差が遠心力の応力
に抗する。
別の本発明の有利な形成においては、円錐形に形成され
た中空軸の部分の外側に、多数の軸方向にはしる、周方
向に分配された翼状リブが設けられている。それによっ
て、冷却空気の循環が促進される。さらに、増大された
中空軸の表面によって冷却作用が高められる。
た中空軸の部分の外側に、多数の軸方向にはしる、周方
向に分配された翼状リブが設けられている。それによっ
て、冷却空気の循環が促進される。さらに、増大された
中空軸の表面によって冷却作用が高められる。
合目的的に、供給作用を高めるために、リブが周方向に
湾曲されており、その結果、十分な超過圧力を有する空
気が中空室を去ることが出来る。
湾曲されており、その結果、十分な超過圧力を有する空
気が中空室を去ることが出来る。
他の本発明の有利な形成は、ロータ円板の近くにある中
空軸の部分のみが環状熱シールドにより取り巻かれてい
ることにある。これによって、このロータ円板上の温度
勾配が減少され、また熱シールドは、燃焼器ケーシング
に固定された周パッキング用すべり面を備えることが出
来る。それであるから、中空軸と燃焼器ケーシング間の
中空部分に熱ガスが入り込み、その領域の温度を許容で
きないほど高めることが阻止される。
空軸の部分のみが環状熱シールドにより取り巻かれてい
ることにある。これによって、このロータ円板上の温度
勾配が減少され、また熱シールドは、燃焼器ケーシング
に固定された周パッキング用すべり面を備えることが出
来る。それであるから、中空軸と燃焼器ケーシング間の
中空部分に熱ガスが入り込み、その領域の温度を許容で
きないほど高めることが阻止される。
図面に示された実施例につき、さらに詳しく説明する。
図において、第1図は本発明の熱シールドを備える後方
の高圧圧縮層部分と、高圧圧縮器タービンに至る中空軸
の軸方向断面図であり、第2図は本発明の複数のリブを
備えた同様な装置であり、第3図は複数のリブを有する
円錐形の中空軸の模式的な軸の図であり、第4図は前方
の中空軸領域に制限された熱シールドを備えた装置であ
る。
の高圧圧縮層部分と、高圧圧縮器タービンに至る中空軸
の軸方向断面図であり、第2図は本発明の複数のリブを
備えた同様な装置であり、第3図は複数のリブを有する
円錐形の中空軸の模式的な軸の図であり、第4図は前方
の中空軸領域に制限された熱シールドを備えた装置であ
る。
第1図示のように、高圧圧縮機2の最後のロータ円板3
に、最初は円錐形に先細りになっており、次いで円筒状
にはしる中空軸1が固定されている。
に、最初は円錐形に先細りになっており、次いで円筒状
にはしる中空軸1が固定されている。
そして、中空軸1は、流れを下って、図示されていない
高圧タービンと接続されている。最後方のロータ円板3
の圧縮機翼8の後方に、図示されていない燃焼器に属す
る内側ケーシング11が設けられている。半径方向内側
に、図示されていない低圧圧縮機を同様に図示されてい
ない低圧タービンと接続する軸16がある。熱シールド
4は、それが圧縮機翼8の足部領域迄達するように、ロ
ータ円板3の半径方向外周辺に固定されており、そのよ
うにして、ロータ円板3が、後方から完全に高圧圧縮機
2の流れる熱ガス流から防護されている。
高圧タービンと接続されている。最後方のロータ円板3
の圧縮機翼8の後方に、図示されていない燃焼器に属す
る内側ケーシング11が設けられている。半径方向内側
に、図示されていない低圧圧縮機を同様に図示されてい
ない低圧タービンと接続する軸16がある。熱シールド
4は、それが圧縮機翼8の足部領域迄達するように、ロ
ータ円板3の半径方向外周辺に固定されており、そのよ
うにして、ロータ円板3が、後方から完全に高圧圧縮機
2の流れる熱ガス流から防護されている。
下流の方において、熱シールド4は、中空軸1の円筒状
部分に固定されている。後方の熱シールド固定部13の
近くにおいて、中空軸1には、環状中空室6内の冷却空
気の入口の役目をする周方向に分配された複数の穴5が
設けられている。最後方のロータ円板3の外周辺近くに
、中空室6を最後の二つのロータ円板3,14間の空間
と連絡する、周方向に分配された複数の軸方向の穴7が
設けられている。この穴は、中空室6を最後の二つのロ
ータ円板3.14間の空間と連絡するものである。
部分に固定されている。後方の熱シールド固定部13の
近くにおいて、中空軸1には、環状中空室6内の冷却空
気の入口の役目をする周方向に分配された複数の穴5が
設けられている。最後方のロータ円板3の外周辺近くに
、中空室6を最後の二つのロータ円板3,14間の空間
と連絡する、周方向に分配された複数の軸方向の穴7が
設けられている。この穴は、中空室6を最後の二つのロ
ータ円板3.14間の空間と連絡するものである。
第2図示のように、中空軸1の円錐形に先細りの部分に
は、外側に複数の翼状のリブ9が備えられている。その
場合、第3図示のように、リブ9は周方向に湾曲してい
る。
は、外側に複数の翼状のリブ9が備えられている。その
場合、第3図示のように、リブ9は周方向に湾曲してい
る。
第4図は、熱シールド4が中空軸1の前方部分とロータ
円板3の外側部分のみをおおっている実施例を示す。そ
の場合、熱シールド4上に内側ケーシング11に固定さ
れる周パッキング12用のすべり面10が設けられてい
る。
円板3の外側部分のみをおおっている実施例を示す。そ
の場合、熱シールド4上に内側ケーシング11に固定さ
れる周パッキング12用のすべり面10が設けられてい
る。
軸1には、周方向に分配された複数の穴5aが備えられ
ており、この穴は、中空軸1と熱シールド4間にある環
状中空室6を中空軸1の内側にある空間と連絡している
。軸方向の穴7を介して、中空室6は、複数のロータ円
板3,14間の空間と連絡されている。
ており、この穴は、中空軸1と熱シールド4間にある環
状中空室6を中空軸1の内側にある空間と連絡している
。軸方向の穴7を介して、中空室6は、複数のロータ円
板3,14間の空間と連絡されている。
以上のように本発明によれば、熱的に高い応力が加えら
れる圧縮機構成部材の外側領域も冷却することが出来、
その結果、熱的応力の減少が可能であり、且つ構成部材
を軽金属材料により作ることが可能となるものである。
れる圧縮機構成部材の外側領域も冷却することが出来、
その結果、熱的応力の減少が可能であり、且つ構成部材
を軽金属材料により作ることが可能となるものである。
第1図は本発明の熱シールドを備える後方の高圧圧縮機
部分と、高圧圧縮機タービンに至る中空軸の軸方向断面
図、第2図は本発明の複数のりブを備えた同様な装置を
示す図、第3図は複数のリブを有する円錐形の中空軸の
模式的な軸の図、第4図は前方の中空軸領域に制限され
た熱シールドを備えた装置を示す図である。 1・・・・・・中空軸、2・・・・・・高圧圧縮機、3
・・・・・・ロータ円板、4・・・・・・熱シールド、
5・・・・・・穴、5a・・・・・・穴、6・・・・・
・環状中空室、7・・・・・・穴、8・・・・・・圧縮
機翼、9・・・・・・リブ、10・・・・・・すべり面
、11・・・・・・内側ケーシング、12・・・・・・
周パッキング、13・・・・・・熱シールド固定部、1
4・・・・・・ロータ円板、15・・・・・・買足部領
域、16・・・・・・軸。
部分と、高圧圧縮機タービンに至る中空軸の軸方向断面
図、第2図は本発明の複数のりブを備えた同様な装置を
示す図、第3図は複数のリブを有する円錐形の中空軸の
模式的な軸の図、第4図は前方の中空軸領域に制限され
た熱シールドを備えた装置を示す図である。 1・・・・・・中空軸、2・・・・・・高圧圧縮機、3
・・・・・・ロータ円板、4・・・・・・熱シールド、
5・・・・・・穴、5a・・・・・・穴、6・・・・・
・環状中空室、7・・・・・・穴、8・・・・・・圧縮
機翼、9・・・・・・リブ、10・・・・・・すべり面
、11・・・・・・内側ケーシング、12・・・・・・
周パッキング、13・・・・・・熱シールド固定部、1
4・・・・・・ロータ円板、15・・・・・・買足部領
域、16・・・・・・軸。
Claims (6)
- (1)高圧圧縮機を備え、該高圧圧縮機のロータは、本
質的に中空軸として形成されており、該中空軸は、高圧
圧縮機の最後のタービン羽根車円板の後ろにおいて、円
錐形先細りの部分を有し、且つ低圧圧縮機から空気を供
給することによって高圧圧縮機を冷却する装置を備える
、ガスタービンジェット推進装置において、 a)円錐形熱シールド4が、中空軸1の円錐形先細りの
部分の半径方向外側において、最後の圧縮機段のロータ
円板3に固定されていると共に下流において中空軸1に
固定されており、b)中空軸1には、下流にある熱シー
ルド固定部13の近くに、周方向に分配された複数の半
径方向穴5が備えられており、該穴を通して低圧圧縮機
から来る冷却空気を環状中空室6に流入させることが出
来、 c)最後の高圧圧縮機のロータ円板3には、その外周辺
近くに、中空室6内の冷却空気が通る複数の軸方向穴7
が備えられており、 d)環状熱シールド4が、最後方の圧縮機翼8の全ての
翼足部領域15をおおい、半径方向外側へ翼8の足部迄
達していることを特徴とする、高圧圧縮機を備えたガス
タービンジェット推進装置。 - (2)熱シールド4が内方へ湾曲していることを特徴と
する特許請求の範囲第1項に記載のガスタービンジェッ
ト推進装置。 - (3)中空軸1の円錐形に形成された部分の外側に、多
数の、軸方向にはしる、周方向に分配された翼状リブ9
が受けられていることを特徴とする特許請求の範囲第1
項及び第2項のいずれかに記載のガスタービンジェット
推進装置。 - (4)複数のリブ9が、周方向に湾曲していることを特
徴とする特許請求の範囲第3項に記載のガスタービンジ
ェット推進装置。 - (5)ロータ円板3の近くにある中空軸1の部分のみが
、環状熱シールド4により取り巻かれていることを特徴
とする特許請求の範囲第1項ないし第2項のいずれかに
記載のガスタービンジェット推進装置。 - (6)熱シールド4には内側ケーシング11に固定され
た周パッキング12が滑動するすベり面10が備えられ
ていることを特徴とする特許請求の範囲第5項に記載の
ガスタービンジェット推進装置。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19863638961 DE3638961A1 (de) | 1986-11-14 | 1986-11-14 | Gasturbinentriebwerk mit einem hochdruckverdichter |
DE3638961.7 | 1986-11-14 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS63134823A true JPS63134823A (ja) | 1988-06-07 |
JPH0639909B2 JPH0639909B2 (ja) | 1994-05-25 |
Family
ID=6313958
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP62287216A Expired - Lifetime JPH0639909B2 (ja) | 1986-11-14 | 1987-11-12 | 高圧圧縮機を備えたガスタービンジェット推進装置 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4793772A (ja) |
JP (1) | JPH0639909B2 (ja) |
DE (1) | DE3638961A1 (ja) |
Families Citing this family (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5310319A (en) * | 1993-01-12 | 1994-05-10 | United Technologies Corporation | Free standing turbine disk sideplate assembly |
US5685158A (en) * | 1995-03-31 | 1997-11-11 | General Electric Company | Compressor rotor cooling system for a gas turbine |
US6267553B1 (en) | 1999-06-01 | 2001-07-31 | Joseph C. Burge | Gas turbine compressor spool with structural and thermal upgrades |
US6276896B1 (en) | 2000-07-25 | 2001-08-21 | Joseph C. Burge | Apparatus and method for cooling Axi-Centrifugal impeller |
JP3481596B2 (ja) * | 2001-02-14 | 2003-12-22 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン |
US6575703B2 (en) | 2001-07-20 | 2003-06-10 | General Electric Company | Turbine disk side plate |
US6935840B2 (en) * | 2002-07-15 | 2005-08-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low cycle fatigue life (LCF) impeller design concept |
US20100236244A1 (en) * | 2006-06-28 | 2010-09-23 | Longardner Robert L | Heat absorbing and reflecting shield for air breathing heat engine |
US8075247B2 (en) * | 2007-12-21 | 2011-12-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Centrifugal impeller with internal heating |
US8256229B2 (en) | 2010-04-09 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Rear hub cooling for high pressure compressor |
US8540482B2 (en) | 2010-06-07 | 2013-09-24 | United Technologies Corporation | Rotor assembly for gas turbine engine |
US9033648B2 (en) | 2010-12-24 | 2015-05-19 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Cooled gas turbine engine member |
US9068507B2 (en) * | 2011-11-16 | 2015-06-30 | General Electric Company | Compressor having purge circuit and method of purging |
CH705840A1 (de) * | 2011-12-06 | 2013-06-14 | Alstom Technology Ltd | Hochdruck-Verdichter, insbesondere in einer Gasturbine. |
DE102012206090A1 (de) * | 2012-04-13 | 2013-10-17 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Axialverdichter einer Turbomaschine |
US8998563B2 (en) | 2012-06-08 | 2015-04-07 | United Technologies Corporation | Active clearance control for gas turbine engine |
US9328626B2 (en) * | 2012-08-21 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Annular turbomachine seal and heat shield |
US9322415B2 (en) | 2012-10-29 | 2016-04-26 | United Technologies Corporation | Blast shield for high pressure compressor |
US9410429B2 (en) | 2012-11-30 | 2016-08-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Air cooling shaft at bearing interface |
US9771818B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-09-26 | United Technologies Corporation | Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case |
EP2961931B1 (en) | 2013-03-01 | 2019-10-30 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | High pressure compressor thermal management and method of assembly and cooling |
WO2014186016A2 (en) | 2013-03-11 | 2014-11-20 | United Technologies Corporation | Tie shaft flow trip |
US9677423B2 (en) | 2014-06-20 | 2017-06-13 | Solar Turbines Incorporated | Compressor aft hub sealing system |
US20160237903A1 (en) * | 2015-02-13 | 2016-08-18 | United Technologies Corporation | High Pressure Compressor Rotor Thermal Conditioning Using Conditioned Compressor Air |
US10612383B2 (en) * | 2016-01-27 | 2020-04-07 | General Electric Company | Compressor aft rotor rim cooling for high OPR (T3) engine |
US20170292532A1 (en) * | 2016-04-08 | 2017-10-12 | United Technologies Corporation | Compressor secondary flow aft cone cooling scheme |
US10954861B2 (en) | 2019-03-14 | 2021-03-23 | Raytheon Technologies Corporation | Seal for a gas turbine engine |
US11371375B2 (en) * | 2019-08-19 | 2022-06-28 | Raytheon Technologies Corporation | Heatshield with damper member |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH223615A (de) * | 1939-11-21 | 1942-09-30 | Sulzer Ag | Turbine, insbesondere für Treibgase von hoher Temperatur. |
CH225231A (de) * | 1940-11-16 | 1943-01-15 | Sulzer Ag | Gekühlte Hohlschaufel. |
US2750147A (en) * | 1947-10-28 | 1956-06-12 | Power Jets Res & Dev Ltd | Blading for turbines and like machines |
FR978608A (fr) * | 1948-11-23 | 1951-04-16 | Schneider Et Cie | Dispositif de refroidissement pour rotors à disques soudés de turbines à gaz |
US2858102A (en) * | 1954-09-03 | 1958-10-28 | Gen Electric | Turbomachine wheels and methods of making the same |
GB789197A (en) * | 1956-01-06 | 1958-01-15 | British Thomson Houston Co Ltd | Improvements in cooling systems for high temperature turbines |
US2973938A (en) * | 1958-08-18 | 1961-03-07 | Gen Electric | Cooling means for a multi-stage turbine |
US3647313A (en) * | 1970-06-01 | 1972-03-07 | Gen Electric | Gas turbine engines with compressor rotor cooling |
US3632221A (en) * | 1970-08-03 | 1972-01-04 | Gen Electric | Gas turbine engine cooling system incorporating a vortex shaft valve |
US3742706A (en) * | 1971-12-20 | 1973-07-03 | Gen Electric | Dual flow cooled turbine arrangement for gas turbine engines |
GB2108202B (en) * | 1980-10-10 | 1984-05-10 | Rolls Royce | Air cooling systems for gas turbine engines |
JPS5872603A (ja) * | 1981-10-26 | 1983-04-30 | Hitachi Ltd | 空冷式ガスタ−ビンロ−タ |
-
1986
- 1986-11-14 DE DE19863638961 patent/DE3638961A1/de active Granted
-
1987
- 1987-11-12 JP JP62287216A patent/JPH0639909B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1987-11-16 US US07/120,991 patent/US4793772A/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3638961C2 (ja) | 1990-04-19 |
JPH0639909B2 (ja) | 1994-05-25 |
US4793772A (en) | 1988-12-27 |
DE3638961A1 (de) | 1988-05-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPS63134823A (ja) | 高圧圧縮機を備えたガスタービンジェット推進装置 | |
JP4750987B2 (ja) | 中間ディスクキャビティへの高温ガスの進入を低減するバフルを備えたガスタービン | |
US5215435A (en) | Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals | |
CA2196642C (en) | Labyrinth disk with built-in stiffener for turbomachine rotor | |
EP1262634B1 (en) | Integral nozzle and shroud segment | |
US7972107B2 (en) | Device for cooling a turbomachine turbine casing | |
EP2584142B1 (en) | Gas turbine engine cooling systems having hub-bleed impellers | |
US5749701A (en) | Interstage seal assembly for a turbine | |
JP5058897B2 (ja) | ターボ機械ロータディスクのスロットを冷却する装置 | |
US5161944A (en) | Shroud assemblies for turbine rotors | |
JP3844609B2 (ja) | 冷却されるタービンのディストリビュータのブレード | |
JP2656576B2 (ja) | 軸流ガスタービン | |
US8096755B2 (en) | Crowned rails for supporting arcuate components | |
JPS61142334A (ja) | ガスタービン構造 | |
US2603453A (en) | Cooling means for turbines | |
US3295824A (en) | Turbine vane seal | |
US20110236199A1 (en) | Nozzle segment with reduced weight flange | |
US6269628B1 (en) | Apparatus for reducing combustor exit duct cooling | |
JPS63134822A (ja) | 高圧圧縮機を備えたガスタービンジェット推進装置 | |
RU2318120C2 (ru) | Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины | |
US8137075B2 (en) | Compressor impellers, compressor sections including the compressor impellers, and methods of manufacturing | |
JPS58167802A (ja) | 軸流蒸気タ−ビン | |
US5953919A (en) | Combustion chamber having integrated guide blades | |
EP0371207B1 (en) | Radial turbine wheel | |
JPS61197702A (ja) | ガスタービンエンジン |