KR950000604B1 - 가변 구역 우회 분사기 - Google Patents

가변 구역 우회 분사기 Download PDF

Info

Publication number
KR950000604B1
KR950000604B1 KR1019920015879A KR920015879A KR950000604B1 KR 950000604 B1 KR950000604 B1 KR 950000604B1 KR 1019920015879 A KR1019920015879 A KR 1019920015879A KR 920015879 A KR920015879 A KR 920015879A KR 950000604 B1 KR950000604 B1 KR 950000604B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
vabi
valve
pivot point
radius
pivot
Prior art date
Application number
KR1019920015879A
Other languages
English (en)
Other versions
KR930016644A (ko
Inventor
죤슨 케니쓰리
미첼 콜즈마이어 도날드
로간 위버 윌리암
해롤드 루이스 에릭
Original Assignee
제너럴 일렉트릭 캄파니
아더 엠. 킹
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 제너럴 일렉트릭 캄파니, 아더 엠. 킹 filed Critical 제너럴 일렉트릭 캄파니
Publication of KR930016644A publication Critical patent/KR930016644A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR950000604B1 publication Critical patent/KR950000604B1/ko

Links

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
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • 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
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/34—Arrangement of components translated

Abstract

내용 없음.

Description

가변 구역 우회 분사기
제 1 도는 가변 싸이클 가스 터빈 엔진의 개략적인 도면.
제 2 도는 작동 수단 및 종동 수단을 포함하는 VABI용 작동 기구를 도시하는 도면으로서, 제 1 도의 2-2선에 따라 본 횡단면도.
제 3 도는 제 2 도에 스핀들 베어링 조립체(108)와 함께 부분 횡단면으로 도시되어 있는 작동 수단(103)의 확대도.
제 4 도는 제 3 도의 4-4 선에 따라 내부 크랭크 아암의 부분횡단면을 도시한 평면도.
제 5 도는 하나의 아이들러 아암을 도시하는 제 2 도 종동 수단의 확대도.
제 6 도는 중간 개방 위치에 VABI 갖는 제 2 도의 2-2 선에 따라 도시한 BAVI의 횡단면도.
제 7 도는 제 6 도의 소음 방지 장치(49)의 확대도.
제 8 도는 소음 방지 장치 밀봉체의 확대도.
제 9 도는 폐쇄 위치에 VABI를 갖는 제 6 도의 횡단면도.
제 10 도는 완전 개방 위치에 있는 제 6 도의 VABI의 횡단면도.
제 11 도는 VABI 밀봉체 부분의 확대 사시도.
제 12 도는 제 11 도의 밀봉체를 바닥에서 본 평면도.
제 13 도는 제 12 도의 13-13 선에 따라 취한 VAVI의 횡단면도.
제 13a 도는 VABI에 결합된 VABI 밸브를 갖는 제 13 도 VABI의 횡단면도.
제 13b 도는 VABI 밀봉체를 변위시킨 폐쇄된 VABI 밸브의 횡단면도.
제 14 도는 제 12 도의 14-14 선에 따라 취한 VABI 밀봉체의 횡단면도.
제 14a 도는 제 12 도의 14-14 선에 따라 취한 폐쇄 위치에 있는 VABI 밀봉체의 횡단면도.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
10 : 엔진 16, 18 : 팬
32, 36 : 도관 64, 72, 168, 169 : 슬롯
102 : 밸브 110, 116 : 아암
112, 118 : 베어링 116 : 입구
본 발명은 가변 싸이클 가스 터빈 엔진, 특히 후방 가변 구역 우회 분사기(VABI)를 작동 및 밀봉하는 장치에 관한 것이다.
와겐크네취 등의 미합중국특허 제4,175,384호에 기술되어 있고 본 발명에 참조된 가변 싸이클 가스 터빈 엔진은 엔진의 우회비(bypass ratio)를 변화시킴으로써 터보제트 및 터보팬으로서 작동할 수 있다. 종래의 가변 싸이클 가스 터빈 엔진은 팬, 중간 팬 또는 저압 압축기, 고압 압축기, 연소기, 고압, 터빈, 저압 터빈 및, 연속 흐름 관계의 보강기를 포함한다. 우회 도관은 팬 및 저압 압축기로부터 우회 공기가 중심부 엔진가스 흐름으로 복귀할 수 있는 후방 VABI 우회 공기를 공급한다.
통상적으로, 후방 VABI는 저압 터빈의 후방 및 보강기의 전방에 위치한다. 보강기는 확산기, 프레임 홀더 및 보강기 소음 방지 장치를 통상적으로 포함한다. 모든 또는 일부 우회 흐름은 소음 방지 장치 리니어를 포함하는 보강기 냉각 리니어를 통해 분사될 수 있는 보강기 냉각 플리넘으로 전환될 수 있다. 이 냉각 흐름은 시몬즈의 미합중국특허 제4,183,229호에 기술된 바와같이, 보강기 리니어를 보호한다. 우회 공기가 우회 리니어를 통해 보강기 내부로 흐르게 하기 위해, 냉각 플리넘 내부의 우회 공기 압력이 보강기를 통한 중심 기류의 압력보다 높아야 할 필요성이 있다. 또한, 가변 싸이클 엔진의 성능을 강화하고 팬 또는 압축기의 실속을 방지하기 위해, 엔진의 면적과 보강기 내부의 압력 사이의 적절한 압력비로 제어되어야 할 필요가 있다는 것이 공지되어 있다. 가변 싸이클 엔진의 적절한 압력비를 유지하는데 필요한 추가의 정보 및 그러한 제어를 위한 후방 VABI의 용도에 대해서는 계류중인 출원 제07/504,380호를 참조하면 된다.
가변 싸이클 엔진의 터보 제트 싸이클을 강화하기 위해, 폐쇄 위치에서 보강기 리니어를 통한 냉각 흐름용 우회 공기를 보존하는 양호한 밀봉을 후방 VABI에 제공해야 할 필요성이 있다는 것도 공지되어 있다. 이는 VABI 또는 밸브 기구에 얼마나 많은 이동이 필요한가를 결정하는 제작 및 조립 허용 오차의 고려를 어렵게 한다. 또한, 가변 싸이클 엔진의 터보팬 싸이클을 강화하기 위해, 후방 VABI는 우회 기류가 중심기류 속으로 분사될 때 우회 기류의 운동량을 보존할 수 있는 형상이어야 한다는 것도 공지되어 있다. 우회 기류 운동량의 보존은 우회 기류의 속도가 중심 가스 기류의 속도에 근접할 때 가장 잘 얻어질 수 있다. 이러한 속도의 조화는 확산기 최후방에서 발생한다는 것도 공지되어 있다. 또한, 보강기의 전방으로 냉각 공기를 분사하는 전방 VABI의 형상도 보강기 내부의 자동 점화 문제점 및 불안정한 화염을 발생시킬 수 있다는 것도 공지되어 있다. 더욱이, 보강기에는 VABI 후방의 흐름 통로면을 지나 흐르는 온도가 다른 가스에 의한 열 응력을 포함하는, 냉각 우회 공기가 전방 VABI 형상을 통해 중심 고온 가스 기류 속으로 분사될 때 고온 및 저온 스트리크(streak)를 갖는 문제점이 있다. 후방 VABI를 프레임 홀더 및 확산기 뒤의 후방에 위치시키려는 시도는 프레임 홀더와 소음 방지 장치 사이의 거리를 길게 하여 차단 장치의 효과를 감소시킨다. 또한, 이는 확산기 후방을 이용할 수 있게 하는 작은 우회도관 구역 내부에 VABI를 끼워 맞춰야 하는 형상에 있어서의 새로운 문제점을 야기시킨다.
본 발명에 따라, 제작 및 조립 허용 오차의 증대에도 불구하고 가변 싸이클 가스 터빈 엔진의 터보 제트 싸이클 작동을 강화시키도록 견고한 밀봉을 얻을 수 있게 하는 가변 구역 우회 분사기가 제공된다.
또한, 가변 싸이클 엔진의 터보팬 싸이클 작동을 강화시키도록 폐쇄 위치에 있을 때 우회 공기의 운동량을 보존할 수 있는 VABI 형상을 확산기 후방에 제공한다.
또한, 보강기 내부로 상당히 차가운 우회 공기의 유입으로 인한 화염의 불안정한 문제점을 최소화하도록 보강기 내부의 프레임 홀더 후방에 위치하는 VABI를 제공한다.
또한, 고온 및 저온 스트리크에 의한 문제점을 최소화하도록 우회 공기를 원주 방향으로 연속적인 형태로 분사하는 VABI를 제공한다.
또한, 소음 방지 장치의 성능을 최적화하도록 프레임 홀더로부터 소음 방지 장치까지의 축방향 이격을 최소화하기 위해, 소음 방지 장치를 포함하는 보강기 프레임 홀더의 후방에 VABI를 제공한다.
본 발명은 소음 방지 장치 흐름면에 부착된 우회 흐름을 유지하는, 우회 공기를 엔진 중심의 기류 속으로 향하게 하기 위해 차단 장치면 내부로 구부러진 원추면을 구비한 원주 방향 연속 밸브를 갖는 가변 싸이클 가스 터빈 엔진용 가변 구역 우회 분사기(VABI)를 포함한다. 각각의 아아크형 부품은 원추 밸브면을 밀봉 결합하는 보조의 원추형 밀봉면을 포함한다. VABI 밸브를 작동시키기 위한 밸브는 엔진 외부 도관 외측에 위치한다. 적합한 실시예에 있어서, 분할 밀봉체는 장전된 스프링이며 제작 및 조립시의 허용 오차를 증가시킴에도 불구하고 밀봉 결합을 허용하는 원주 방향 인접 부품들 사이에 차등 축방향 운동을 가능하게 한다. 또한, 상기 밀봉체는 낮은 공기 역학적 형태를 갖는 형상이고 우회 기류가 중심 가스 기류 속으로 분사될 때 VABI 밸브 및 중심 기류 통로 벽에 부착된 우회 흐름을 유지하는 환상의 원추 채널을 제공하는 VABI 원추면과 협력한다.
VABI 시스템의 주요 장점은 필요치 않을 때 우회 기류를 보존하도록 밀봉하고 VABI가 개방 위치에 있을 때 밀봉체에 부착된 흐름을 유지함으로써 가변 싸이클 엔진의 성능을 향상시킬 수 있게 하는 낮은 공기 역학적 형상의 밀봉체를 포함한다. 이와 같이, 기류의 운동량은 기류가 중심 기류 속으로 분사될 때 보존되어 엔진의 터보 제트 성능을 향상시킨다. 또한, VABI 형상의 낮은 공기 역학적 형태는 우회 도관이 작아지는 확산기 및 프레임 홀더의 후방에 후방 VABI를 위치시킬 수 있게 한다. 이 위치는 프레임 홀더 후방에 상당히 차가운 우회 공기를 분사시킴으로써 보강기 작동을 향상시킴과 더불어 우회 기류 운동량을 보존하기 위한 다른 위치보다 양호한 위치이다. 또한, 원주 방향 개구를 가짐으로써, 고온의 기류 속으로 분사되는 저온 가스 기류가 원주 방향으로 계속되어 보강기 내부의 원주 방향 열 비틀림을 일으키는 고온 및 저온 스트리크를 최소화한다. 또한, 공기 역학적 형태의 원주 방향 VABI를 가짐으로써 VABI에 필요한 개구 또는 최단 축방향 거리에 최고의 흐름을 제공한다.
본 발명의 특징과 장점들은 첨부 도면과 관련한 적합한 실시예의 상세한 설명으로 기술에 숙련된자들에게 분명해질 것이다.
다음 상세한 설명에서는 첨부 도면을 참조하여 설명한다.
도면에 있어서 동일 도면 부호는 동일 또는 대응 부품을 나타낸다.
제 1 도에 도시되어 있는 것은 종방향 중심축(11)을 갖는 예시적인 가변 싸이클 가스 터어빈 엔진(10)의 개략도이다. 이 엔진(10)은 종래의 전방 팬(16), 후방 팬(18) 또는 저압 압축기, 고압 압축기(HPC, 20), 연소기(22), 고압 터빈(HPT, 24), 저압 터빈(LPT 26) 및 보강기(42)에 의해 축방향 흐름 관계로 유입되는 주위 공기(14)를 수용하는 환형 입구(12)를 포함한다. PHT(24)는 종래의 제 1 축(28)을 통해 후방 팬(18)과 HPC(20)에 동력을 공급한다. LPT(26)는 종래의 제 2 축(30)에 의해 전방 팬(16)에 동력을 공급한다. 엔진(10)은 종래의 우회 도관(36)을 형성하는 내부 케이싱 전방부(35)를 포함하는, 내부 케이싱(34)에서 이격한 외부 케이싱(32)도 포함한다. 엔진(10)은 1990년 5월 11일자 출원된 계류중인 출원 제07/522,346호 또는 1990년 5월 11일자 출원된 제07/522,024호에 기술되어 있는 것과 같은 전방 우회 밸브(38)도 포함하며, 이 출원들은 본 발명자의 동일 양수인에게 양도되어 본 발명에 참조되었다. 어떤 엔진 작동 상태하에서 전방 우회 밸브(38)는 팬 우회 공기(39)가 우회 도관(36)으로 들어가게 한다. 본 발명의 동일 양수인에게 양도되어 본 발명에 참조된, 1990년 4월 9일자 출원된 미합중국 출원 제07/506,314호에 기술된 바와같이, 후방 팬 추출 채널(40)도 우회 도관(36)으로 공기의 유입을 제한한다. 보강기(42)는 확산기(44), 프레임 홀더(46), 보강기 리니어(angmentor linear, 48) 및, 보강기 리니어(48) 내부의 소음 방지부(49)를 포함한다. 본 발명의 VABI는 도면부호(50)로 나타냈다. VABI는 VABI 밀봉체(51)와, VABI밸브(102)를 포함한다.
제 2 도는 VABI 밸브(102)용 작동 기구의 후방 투시도이다. 작동 기구(103)는 외부 도관(32)에 연결된 리니어 작동기(104)를 포함한다. 작동기 로드(105)는 리니어 작동기(104)로부터 연장되어 있고 외부 크랭크 아암(106)에 연결되어 있다. 외부 크랭크 아암(106)는 외부 도관(32)에 연결되고 외부 케이싱을 통해 내부 크랭크 아암(110)으로 회전을 전달하도록 작동하는 스핀들 베어링 조립체(108)에 끼여 있다. 내부 크랭크 아암(110)은 제 1 구형 베어링(112)에 의해 VABI 밸브 구조체(114)에 연결되어 있다. VABI 밸브 구조체도 소음 방지 장치 하우징의 전방 단부로서 작용한다. 세개의 종동부 또는 아이들러 아암(116)은 제 5 도에서 알 수 있듯이, 아이들러 아암 지지대(120)에 의해 제 2 구형 베어링(118)을 통해 외부 도관(32)에 연결되고 제 3 구형 베어링(122)에서 VABI 밸브체(114)에 연결된다. 명료하게 할 목적으로, VABI 밸브와 소음방지 장치 리니어는 제 2 도에 도시하지 않았다.
제 3 도는 제 2 도에 도시한 작동 기구의 확대도이다. 작동 로드(105)는 볼트(128)에 의해 외부 크랭크 아암(106)의 V형 링크부(126)를 결합하는 구형 베어링(124)을 포함한다. 외부 크랭크 아암(106)은 스핀들 베어링 축(132)의 스핀들부(130)에서 스핀들 베어링 조립체(108)에 고정된다. 스핀들 베어링 조립체(108)는 이중 볼 베어링 레이스를 갖는 베어링 하우징(136)과 외부 레이스(141)를 포함한다. 외부 레이스(141)는 로킹 링(142)에 의해 제 위치에 유지된다. 2열(134)의 볼 베어링(144)은 외부 레이스(141)와 내부 레이스(133) 사이에 위치한다. 스핀들 베어링 하우징(136)은 외부 케이싱(32) 내부에 위치한 삽입물(139)을 나사 결합하는 볼트(138)에 의해 외부 도관(32)에 연결되어 있다. 스핀들 베어링 축(132) 내부의 구멍(148)을 관통하는 핀(146)은 내부 크랭크 아암(110)의 제 1 단부(109)에서 U형 링크부(150)를 결합한다. 내부 크랭크 아암(110)은 구형 베어링(112)에 의해 VABI 밸브 구조체(114)의 스터드(123)에 연결되어 있는 제 2 단부(111)를 가진다. 내부 크랭크 아암(110)은 핀(146)의 축선(147)에 대한 스핀들 베어링 축(132)의 축선(131)과의 교차점에 있는 제 1 피봇점(190)과 구형 베어링(112)의 중심에 있는 제 2 피봇점(191)을 가진다. 제 1 피봇반경(192)은 제 1 피봇점(190)과 제 2 피봇점(191) 사이의 연장부로 정의된다. 제 4 도는 내부 크랭크 아암(110)의 U형 링크부(150)와 스핀들 베어링 축(132)의 구멍(148)과 결합한 핀(146)을 내부 크랭크 아암(110)의 횡단면에 도시한 평면도이다. 각각의 제 1 및 제 2 피봇점(190, 191)과 제 1 피봇 반경(192) 사이의 관련성이 도시되어 있다.
제 5 도는 외부 케이싱(32) 및 VABI 밸브 구조체(114)에 결합된 아이들러 아암(116)의 확대도이다. 아이들러 아암(116)의 제 1 단부(115)는 아이들러 아암(116)으로부터 연장하는 스터드(119)와 결합한 너트(121)에 의해 제 2 구형 베어링(118)에 연결된다. 제 2 구형 베어링(118)은 케이싱(32) 내부의 4개의 볼트 플랜지부(155)와 결합 삽입물(152)을 통과하는 볼트(154)에 의해 외부 도관(32)에 장착되는 아이들러 아암 지지대(120) 내부에 수용되어 있다. 아이들러 아암(116)의 제 2 단부(117)은 밸브 구조체의 스터드(125)에 장착되어 있는 제 3 구형 베어링(122)에 결합된다. 아이들러 아암(116)은 제 2 피봇 반경(195)을 형성하는 구형 베어링(118)의 중심에 위치한 제 3 피봇점(193)과 구형 베어링(122)의 중심에 있는 제 4 피봇점(194)을 가진다.
제 6 도는 내부 크랭크 아암(110) 및 아이들러 아암(116)이 엔진(10)의 종축(11)에 수직한 면에 평행하게 되어 있는 완전 개방 및 완전 폐쇄 위치 사이의 중간 위치에 있는 VABI 밸브(102)를 도시하는, 제 2 도 2-2 선에 따른 횡단면도이다.
적합한 실시예에 있어서, VABI 밸브 구조체(114)는 교대로 후방 소음 방지 장치 하우징(160)에 결합되는 중간 소음 방지 장치 하우징(161)에 결합된 소음 방지 장치 하우징의 전방부 기능을 한다. 소음 방지 장치 리니어(49)와 더불어 하우징(114, 160, 161)은 종래의 소음 방지 장치로서 작동하는 공명기 공동(202)을 형성한다. 그러나, 도면부호(101)로 나타낸 소음 방지 장치의 형상은 소음 방지 장치(101)를 후방 VABI에 연결하거나 수신하는 데의 장점, 즉 소음 방지 장치(101)가 축방향의 전방 및 후방으로 이동할 수 있는 장점을 가진다. 소음 방지 장치 하우징부(114, 160, 161)는 경질 플랜지(162)를 포함한다. VABI 밸브 구조체(114)는 소음 방지 장치 리테이너(170)의 설비를 위한 공기 역학적 형상의 VABI 밸브 입구(166), 소음 방지 장치 리니어 장착 슬롯(168) 및 다수의 원주 방향으로 이격된 방사상 슬롯(169)을 포함한다. 소음 방지장치 리테이너(170)는 VABI 밸브 구조체(114)의 도면부호(171)에 리벳 이음된다. 소음 방지 장치 리니어(49)는 핫 스트리크에 의한 휨과 비틀림을 방지하는 경질 링(174)을 가진다. 격리 댐플(176)은 후방 소음 방지 장치 리니어부(183)의 확실한 냉각을 보장하도록 제공된다. 리니어 지지대 배플(178)은 확실한 냉각을 냉각 흐름(199)을 측정하고 소음 방지 장치 리니어(49)의 후방 단부를 지지하는 슬롯 갖는 리프 밀봉체를 포함한다. 후방 리니어 행거(180)는 보강기 리니어(48)와 소음 방지 장치 리니어(49)의 중심을 맞추며 리니어 밀봉 하우징(182)을 포함한다. 후방 소음 방지 장치부의 격리 댐플(184)은 도면부호 48로부터 이격하여 183의 엣지를 유지하므로 49가 후방으로 이동될때 48을 손상시키지 않게 한다. 또한, 이 간격은 차가운 흐름이 후방 소음 방지 장치부(183)를 통과하게 한다. 작동기(104)는 구형 베어링(107)에 의해 외부 케이싱(32)에 부착된 상태로 도시되어 있다.
제 7 도는 소음 방지 장치의 구멍(200)을 도시하는 소음 방지 장치 리니어(49)의 확대 평면도이다.
제 8 도는 제 6 도 하우징(182)에 있는 소음 방지 장치 리니어 후방 단부용 밀봉 기구를 더 명확하게 도시하는 부분횡단 확대 사시도이다. 플런저 밀봉체(185)는 애프터 버너 리니어 밀봉 하우징(18) 내부에 위치하고 휨 스프링(186)에 의해 안쪽으로 편향되어 있다. 냉각 구멍(188)은 재연소 장치 리니어(48)을 통과하는 냉각 흐름을 측정하도록 제공된다. 플런저 밀봉체(185)는 애프터 버너 소음 방지 장치부(183)의 직경보다 조금 작은 직경의 단편 원주형 스플릿 링이 적합하다. 이런 방법으로, 플런저 밀봉체(185)는 대경 리니어 위에 설치될 때 내향 스프링력을 제공한다. 이 스프링력은 하우징(182) 및 플런저 밀봉체(185)에 대항해 편향되어 있는 다수 휨 스프링(186)에 의해 증가되어 애프터 버너 리니어(183)가 팽창 및 수축할 때, 플런저 밀봉체가 하우징(182) 내부에 묶이지 않게 한다.
제 9 도는 서로 평행한 상태를 유지하는 동안 유사한 운동을 통해 이동된 내부 크랭크 아암(110)과 아이들러 아암(116)을 도시하는 폐쇄 위치의 VABI(50)를 도시한다. 제 10 도는 다시 평행 관계를 유지하는 내부 크랭크 아암(110) 및 아이들러 아암(116)을 구비한, 완전 개방 위치의 VABI(50)를 도시한다.
제 11 도는 원주상에 인접한 부품(53) 다음에 설치될 VABI 밀봉 부품(52)을 도시하는 밀봉 조립체의 확대도이다. 설치된 위치에 있는 밀봉체(54)의 측부(55) 및 인접 밀봉 부품(53)의 측부(57)는 적합한 실시예에서 약 1.27∼0.51cm(0.5∼0.2inch)인 간극(59)을 형성한다. 이 간극은 누출을 최소화하기 위해 좁을 필요가 있으나 작동중 부품의 잠정적인 축방향 비틀림과 쌓임을 허용할 수 있을 만큼 넓어야 한다. 밀봉체(54)는 가해지는 우회 흐름을 유지하는 기체 역학적 형태의 뾰족한 부분을 갖는 상부면(56)을 가진다. 경사부 또는 시트(58)는 제 13 도에 도시된 VABI 밸브(102)의 밀봉면(167)을 조합시키는데 사용된다. VABI 밀봉체(54)의 바닥부(60)는 냉각 공기 슬롯(64)이 밀봉체와 확산기(44)의 후면을 계속 냉각하는 동안 확산기(44)를 미끄럼시키는데 사용되는 격리애자(63)를 구비한 계단부(62)를 포함한다. 냉각 공기 슬롯(64)는 VABI(50)가 폐쇄 위치에 있을 때 계량된 양의 냉각 흐름을 제공한다. 밀봉체(54)는 후방 엣지를 아래로 유지하는 스프링 패드(66)와 후방 리테이너 태브(68)를 포함한다. 조립체 접근 구멍(70)에는 둥근 슬롯(72) 내부의 둥근 스풀(88)을 관통해 돌출하는 리벳 헤드(96)를 두둘겨 뭉뚝하게 할 공간이 제공되어 있다.
판 스프링(74)은 스프링 패드(66)를 결합하고 VABI 밸브(102)를 향해 밀봉 부품(52)을 후방으로 편향시키기 위한 밀봉 접촉면을 포함한다. 판 스프링(74)은 리테이너 결합부(78)와 스프링 로킹 태브(80)도 포함한다. 리테이너(82)는 스프링의 축방향력을 반작용시키는 스프링 지지 플랜지(84)와 확산기(44) 내부의 회전 슬롯(100)에 삽입되도록 사용되는 회전 방지부(85)를 포함한다. 리테이너(82)는 밀봉체(52)의 후방 엣지가 확산기(44)에 접촉하도록 유지하는 리테이너 태브(68)를 결합시키기 위한 억제 아암(86)도 포함한다. 둥근 스풀(88)은 축방향 정렬을 제공하는 둥근 슬롯 결합면(90)과 밀봉체(52) 전방 엣지와 확산기(44)로부터의 상승하는 것을 억제하는 리테이너 플랜지(92)로 둥근 슬롯(72) 내부에 리벳 이음된다. 밀봉 부품(52)은 확산기 가스 통로 측부로부터 구멍(98)을 관통하여 그리고 둥근 스풀 및 리테이너(82) 내부의 구멍(94) 내부에, 밀봉체 측부로부터 조립체 접근 구멍(70)을 관통해 형성된 리벳을 설치함으로써 설치된다.
제 12 도는 밀봉체의 바닥에서 본 도면이다. 제 13 도는 제 12 도의 13-13 단면을 따라 취한 개방 위치의 VABI이다. 밀봉 부품(52)은 경사진 시트부(28) 내부로 점진적으로 구부러진 아치형 상부면(56)을 포함한다. 도시된 개방 위치의 VABI는 VABI 밸브(102)와 엔진 종방향 중심선(11)에 대해 α각을 갖는 경사진 밀봉면(167)을 가진다. 경사진 밀봉부(167)가 원주상으로 계속될 때, 밀봉 부품(52)상의 경사부(58)와 협력하는 원주형 면을 형성하여 환형 원추 채널(172)이 우회 공기를 중심 기류 속으로 분사하게 된다. 경사 밀봉면(167)이 소음 방지 장치 리니어(49)까지 계속될 때, 경사 밀봉면은 방사상 내부 측부에 구부러져 있어 기류가 분사될 때 우회 기류를 유지하는 기체 역학면을 제공한다. 우회 기류가 중심 기류 속으로 분사될 때 우회 기류 성향을 유지하기 위해서는 α각이 약 30도이어야 한다. 경사부(58)와 조화된 기체 역학적 형태의 아아크형 부분(56)을 갖는 밀봉 부품(52)를 제공하는 경우가 동일 개방 밸브(102) 위치에 밀봉 주품을 설치하지 않은 경우보다 양호한 기류 특성을 제공한다. 제 13a 도는 상기 밀봉체를 밀봉 결합하는 VABI 밸브(102)를 도시하고 제 13b 도는 밀봉 결합될 때 VABI 밀봉 부품(52)을 축방향으로 변위하는 VABI 밸브(102)를 도시한다. 원주 방향으로 분할된 VABI 밀봉체(51)는 다른 밀봉 부품(52)이 완전 결합된 VABI 밸브를 갖는 제 13a 도 및 제 13b 도에 도시된 다른 축방향 위치 갖게 함으로써, 보통 원주면의 열에 의한 비틀림과 설치 허용 오차를 증가시키게 된다. 제 14 도는 제 12 도의 14-14 선에 따른 횡단면도이며 제 14a 도는 완전 폐쇄 위치의 VABI를 도시한다.
적합한 실시예에 있어서, VABI 작동 기구를 엔진 축선에 수직인 면에 제 1 피봇점(190)을 갖는 적어도 하나의 작동기와 엔진 축선에 수직인 제 2 면에 위치한 제 3 피봇점(193)을 갖는 적어도 세개의 종동부 또는 아이들러 아암(116) 및 제 3 피봇점(193)을 갖는 적어도 두개의 종동부 또는 아이들러 아암(116)을 포함한다. 상기 연결의 최선의 수행은 제 1 및 제 2 면 사이에 최대의 축거리를 제공함으로써 얻을 수 있다. 크랭크 아암의 제 1 피봇 반경과 각 아이들러 아암의 제 2 피봇 반경은 실질적으로 동일해야 한다. 설치상 유의점은 엔진 축선에 수직한 면에 평행한 면에 대한 제 1 및 제 3 피봇점을 통과하는 엔진 축선으로부터 연장한 반경에 대한 피봇 반경의 각도들이 동일하여 작동 아암이 회전할 때 종동 아암이 평행한 형태로 회전하게 하는 것이다. 외부 도관과 동심을 유지하는 동안 VABI 및 소음 방지 장치가 축방향으로 변형될 수 있도록 각 두개의 면에 최소 세개의 아암이 제공된다. 축방향으로 분리된 두개의 아암 세트를 제공함으로써, 내부 및 외부 원통형 엔진 부재는 운동 구역에서 서로 동심을 유지할 수 있다. 또한 작동기 및 아이들러 아암이 엔진 종축에 수직한 중간 개방 위치의 VABI 행정을 제공함으로써, 밸브를 개방 또는 폐쇄시키는데 최소향의 리니어 작동 행정만이 필요하게 된다. 밸브를 폐쇄시키는데 필요한 행정량의 결정에는 제작 허용 오차, 열 변형 및 밸브 측부 또는 VABI의 밀봉 측부의 아웃-오프-라운드 특성을 수행하는 다른 요소들을 고려해야 한다. 축방향 VABI 밀봉량의 결정에는 제작, 조립 및 열 팽창 등이 추가되어, 필요하다면 예상치 않은 아웃-오브-라운드 상태하에서도 축의 이동을 허용하는 동안 VABI는 원주 방향 밀봉면을 폐쇄하여 완전 결합할 수 있게 해야 한다. 이러한 방법으로, 밀봉체나 작동기 또는 밸브에 대한 손상이 방지된다.
본 발명의 다수의 장점들은 전술한 설명으로부터 이해할 수 있으며, 형태, 구성 및 부품의 배열에 있어서의 다수의 변경예가 본 발명의 정신 및 범주로부터 이탈하거나 재료의 장점들을 대체함이 없이 형성될 수 있으며, 전술한 장치는 본 발명의 적합하고 예시적인 실시예임이 분명하다.

Claims (4)

  1. 종축과 중심부의 가스 흐름을 한정하는 내부 케이싱 및 우회 공기 흐름을 공급하도록 우회 도관을 형성하는, 상기 내부 케이싱으로부터 이격한 외부 케이싱을 갖는 가변 싸이클 가스 터빈 엔진용 가변 구역 우회 분사기(VABI)에 있어서, 우회 공기 흐름이 중심부의 가스 흐름 내부로 향하게 하는 원주 방향 연속 원추면을 포함하는 VABI 밸브와, 상기 VABI 밸브 원추면을 보완하는 밀봉부를 구비한 밀봉체를 각각 포함하는, 복수개의 원주 방향으로 인접한 VABI 밀봉 부품들을 포함하는 VABI 밀봉체 및, 상기밸브 원추면이 분할된 밀봉 시트부에 의해 밀봉 결합되는 폐쇄 위치와 우회 공기가 중심부 흐름 속으로 분사되는 개방위치 사이에서 상기 VABI 밸브를 축방향으로 이동시키는 작동 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 가변구역 우회 분사기.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 VABI 밸브는 상기 외부 도관과 동심이며, 상기 작동 수단은, 상기 외부 케이싱의 외부에 장착되는 리니어 작동기와, 리니어 작동을 상기 외부 케이싱을 통해 상기 VABI 밸브로 거의 축방향 운동으로서 전달되는 크랭크 수단 및, 상기 VABI 밸브가 예정된 축방향 운동 범위를 통해 상기 외부 엔진과의 동심을 유지하도록 상기 외부 케이싱 및 상기 VABI 밸브에 결합된 복수개의 아이들러 아암을 포함하는 것을 특징으로 하는 가변 구역 우회 분사기.
  3. 제 2 항에 있어서, 외부 케이싱을 통과해 연장하고 제 1 피봇점을 갖는 스핀들 베어링에 결합되는 제 1 단부를 갖고, 제 2 피봇점을 갖는 구형 베어링에서 상기 VABI 밸브에 결합되는 제 2 단부를 갖고, 상기 제 1 피봇점으로부터 상기 제 2 피봇점으로 연장하는 제 1 피봇 반경을 갖는 내부 크랭크 아암을 포함하는 크랭크 수단과, 엔진 중심선으로부터 제 1 피봇 반경 및 제 1 반경에 의해 형성되는 제 1 면 내부의 제 1 피봇점을 통과하는 제 1 반경과 상기 제 1 피봇 반경의 방향 사이에 형성되는 제 1 각과, 엔진 중심선에 수직하고 상기 제 1 피봇점을 통과하는 제 1 및 제 2 면 사이에 형성되는 제 2 각과, 제 3 피봇점을 갖는 제 2 구형 베어링에 결합되는 제 1 단부와, 제 4 피봇점을 갖는 제 3 구형 베어링의 상기 VABI 밸브에 연결되는 제 2 단부 및, 상기 제 3 피봇점으로부터 상기 제 4 피봇점으로 연장하는 제 2 피봇 반경을 각각 포함하는 아이들러 아암과, 엔진의 중심선으로부터 제 2 피봇 반경 및 제 2 반경에 의해 형성되는 제 3 면 내부의 제 3 피봇점을 통과하는 제 2 반경과 상기 제 2 피봇 반경의 방향 사이에 형성되는 제 3 각 및, 엔진 중심선에 수직하고 상기 제 1 피봇점을 통과하는 제 4 면과 상기 제 3 면 사이에 형성되는 제 4 각을 포함하며, 상기 제 2 피봇 반경은 상기 각각의 아이들러 아암과 동일한 길이를 가지며, 상기 제 1 각은 상기 제 3 각과 동일하며, 상기 제 2 각은 상기 제 4 각과 동일하며, 상기 제 1 피봇 반경의 길이는 상기 제 2 피봇 반경의 길이와 동일한 것을 특징으로 하는 가변구역 우회 분사기.
  4. 경사진 밀봉면 내부로 구부러진 아아크형부와 가스 터빈 엔진의 내부 케이싱을 밀봉 결합하는 바닥부를 갖는 밀봉체와, 편향 수단 및, 상기 편향 수단을 상기 밸브 몸체에 결합하고 상기 밸브 몸체를 가스 터빈 엔진의 내부 케이싱에 연결하는 유지 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 가변 구역 우회 분사기용 밀봉체.
KR1019920015879A 1992-01-02 1992-09-01 가변 구역 우회 분사기 KR950000604B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/816,694 US5287697A (en) 1992-01-02 1992-01-02 Variable area bypass injector seal
US816,694 1992-01-02

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR930016644A KR930016644A (ko) 1993-08-26
KR950000604B1 true KR950000604B1 (ko) 1995-01-26

Family

ID=25221363

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019920015879A KR950000604B1 (ko) 1992-01-02 1992-09-01 가변 구역 우회 분사기

Country Status (5)

Country Link
US (3) US5287697A (ko)
EP (1) EP0550127A1 (ko)
JP (1) JPH0696992B2 (ko)
KR (1) KR950000604B1 (ko)
IL (1) IL102837A0 (ko)

Families Citing this family (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5687562A (en) * 1995-06-30 1997-11-18 United Technologies Corporation Bypass air valve for turbofan engine
US5775098A (en) * 1995-06-30 1998-07-07 United Technologies Corporation Bypass air valve for a gas turbine
US5809772A (en) * 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
US5771681A (en) * 1996-09-17 1998-06-30 The Boeing Company Aircraft turbofan engine mixing apparatus
US5779150A (en) * 1996-10-01 1998-07-14 The Boeing Company Aircraft engine ejector nozzle
US5884843A (en) * 1996-11-04 1999-03-23 The Boeing Company Engine noise suppression ejector nozzle
US5941065A (en) * 1996-11-04 1999-08-24 The Boeing Company Stowable mixer ejection nozzle
US5908159A (en) * 1997-02-24 1999-06-01 The Boeing Company Aircraft chute ejector nozzle
US5826794A (en) * 1997-02-28 1998-10-27 The Boeing Company Aircraft scoop ejector nozzle
US5899058A (en) * 1997-05-20 1999-05-04 United Technologies Corporation Bypass air valve for a gas turbine engine
ES2309029T3 (es) * 2001-01-09 2008-12-16 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Camara de combustion de turbina de gas.
EP1260767A1 (de) * 2001-05-25 2002-11-27 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildanordnung für eine Heissgas führende Komponente, insbesondere für Strukturteile von Gasturbine, sowie Verfahren zum Herstellen einer derartigen Anordnung
ITMI20012785A1 (it) * 2001-12-21 2003-06-21 Nuovo Pignone Spa Tubo di fianna o "liner" migliorato per una camera di combustione di una turbina a gas a basse emissioni inquinanti
US6901739B2 (en) * 2003-10-07 2005-06-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system
US7013635B2 (en) * 2003-12-30 2006-03-21 United Technologies Corporation Augmentor with axially displaced vane system
US7334409B2 (en) * 2004-05-19 2008-02-26 Alltech, Inc. Retractable afterburner for jet engine
WO2006091142A1 (en) * 2005-02-25 2006-08-31 Volvo Aero Corporation A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine
WO2006091138A1 (en) 2005-02-25 2006-08-31 Volvo Aero Corporation A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine
US7437876B2 (en) * 2005-03-25 2008-10-21 General Electric Company Augmenter swirler pilot
EP1893847B1 (en) * 2005-06-13 2017-03-29 GKN Aerospace Sweden AB A device for moving at least one moveable element in gas turbine
US7475532B2 (en) * 2005-08-29 2009-01-13 General Electric Company Valve assembly for a gas turbine engine
US8061145B2 (en) * 2005-09-27 2011-11-22 Volvo Aero Corporation Arrangement for propelling an aircraft, aircraft and outlet nozzle for a jet engine
US7966823B2 (en) * 2006-01-06 2011-06-28 General Electric Company Exhaust dust flow splitter system
FR2898940B1 (fr) * 2006-03-24 2008-05-30 Snecma Sa Corps central de tuyere de turboreacteur
GB2443838B (en) * 2006-11-16 2009-01-28 Rolls Royce Plc Combustion control for a gas turbine
GB0708459D0 (en) * 2007-05-02 2007-06-06 Rolls Royce Plc A temperature controlling arrangement
US7870741B2 (en) * 2007-05-25 2011-01-18 General Electric Company Turbine engine valve assembly and method of assembling the same
US7837436B2 (en) * 2007-05-25 2010-11-23 General Electric Company Method and apparatus for regulating fluid flow through a turbine engine
US8127546B2 (en) * 2007-05-31 2012-03-06 Solar Turbines Inc. Turbine engine fuel injector with helmholtz resonators
US10023302B2 (en) 2007-12-06 2018-07-17 Roller Bearing Company Of America, Inc. Actuation system for a lift assisting device and lined track rollers used therein
US8162462B2 (en) * 2008-07-22 2012-04-24 Xerox Corporation Check valve unit for solid ink reservoir system
US7741663B2 (en) * 2008-10-24 2010-06-22 Globalfoundries Inc. Air gap spacer formation
US9759424B2 (en) * 2008-10-29 2017-09-12 United Technologies Corporation Systems and methods involving reduced thermo-acoustic coupling of gas turbine engine augmentors
US8181441B2 (en) * 2009-02-27 2012-05-22 United Technologies Corporation Controlled fan stream flow bypass
US9261132B2 (en) 2009-04-24 2016-02-16 Roller Bearing Company Of America, Inc. Low friction bearing assembly and link apparatus
US9353684B2 (en) * 2009-12-11 2016-05-31 Northrop Grumman Systems Corporation Aircraft engine airflow modulation apparatus and method for engine bay cooling and cycle flow matching
US9032737B2 (en) * 2009-12-30 2015-05-19 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Combustor added to a gas turbine engine to increase thrust
US8726670B2 (en) * 2010-06-24 2014-05-20 General Electric Company Ejector purge of cavity adjacent exhaust flowpath
US8591181B2 (en) * 2010-10-18 2013-11-26 General Electric Company Turbomachine seal assembly
US8961114B2 (en) 2010-11-22 2015-02-24 General Electric Company Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger
US8938943B2 (en) 2010-12-28 2015-01-27 Rolls-Royce North American Technoloies, Inc. Gas turbine engine with bypass mixer
US8919784B2 (en) * 2011-06-29 2014-12-30 United Technologies Corporation Fan duct blocker actuation tab seal
WO2013086185A1 (en) * 2011-12-06 2013-06-13 Roller Bearing Company Of America, Inc. High-cycle, short range-of-motion linkage apparatus for gas turbine engine applications
US9140213B2 (en) * 2011-12-06 2015-09-22 United Technologies Corporation Leaf spring damper for a turbine engine fuel delivery system
US20130180256A1 (en) * 2012-01-17 2013-07-18 General Electric Company Turbine fuel nozzle assembly and method for operating a turbine
US11149788B2 (en) 2012-04-30 2021-10-19 Roller Bearing Company Of America, Inc. Hybrid bearing assembly with rolling elements and plain bearing
US9309834B2 (en) 2012-05-31 2016-04-12 United Technologies Corporation Liner hanger cable
US9316174B2 (en) 2012-06-04 2016-04-19 United Technologies Corporation Liner hanger with spherical washers
US10253651B2 (en) 2012-06-14 2019-04-09 United Technologies Corporation Turbomachine flow control device
US9341075B2 (en) 2012-06-25 2016-05-17 United Technologies Corporation Pre-turbine engine case variable area mixing plane
US9835090B2 (en) * 2012-09-18 2017-12-05 United Technologies Corporation Fire seal for a gas turbine engine
US9328735B2 (en) 2012-09-28 2016-05-03 United Technologies Corporation Split ring valve
US9689572B2 (en) 2013-02-06 2017-06-27 General Electric Company Variable volume combustor with a conical liner support
US9422867B2 (en) 2013-02-06 2016-08-23 General Electric Company Variable volume combustor with center hub fuel staging
US9441544B2 (en) 2013-02-06 2016-09-13 General Electric Company Variable volume combustor with nested fuel manifold system
US9587562B2 (en) 2013-02-06 2017-03-07 General Electric Company Variable volume combustor with aerodynamic support struts
US9447975B2 (en) 2013-02-06 2016-09-20 General Electric Company Variable volume combustor with aerodynamic fuel flanges for nozzle mounting
US9546598B2 (en) 2013-02-06 2017-01-17 General Electric Company Variable volume combustor
US9562687B2 (en) * 2013-02-06 2017-02-07 General Electric Company Variable volume combustor with an air bypass system
US9435539B2 (en) 2013-02-06 2016-09-06 General Electric Company Variable volume combustor with pre-nozzle fuel injection system
WO2014197030A2 (en) * 2013-03-12 2014-12-11 United Technologies Corporation Expanding shell flow control device
US9506366B2 (en) 2013-08-06 2016-11-29 General Electric Company Helical seal system for a turbomachine
CN103953458B (zh) * 2014-04-24 2016-01-27 北京航空航天大学 一种变循环发动机可调机构中的同步驱动式后涵道引射器
US9879611B2 (en) * 2014-07-22 2018-01-30 United Technologies Corporation Bleed valve resonance augmentations
US10260643B2 (en) 2014-12-02 2019-04-16 United Technologies Corporation Bleed valve resonator drain
US10030523B2 (en) * 2015-02-13 2018-07-24 United Technologies Corporation Article having cooling passage with undulating profile
FR3097016B1 (fr) 2019-06-06 2021-07-23 Safran Aircraft Engines Structure de confluence d’une veine primaire et d’une veine secondaire dans une turbomachine a double flux

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2930195A (en) * 1956-02-14 1960-03-29 United Aircraft Corp Oscillating flow combustion chamber
US3057541A (en) * 1958-06-03 1962-10-09 United Aircraft Corp Circumferential bleed valve
FR79090E (fr) * 1960-07-11 1962-10-19 Nord Aviation Combiné turboréacteur-statoréacteur
FR1288767A (fr) * 1961-02-06 1962-03-30 Snecma Réacteur à turbomachine
US4026472A (en) * 1965-12-08 1977-05-31 General Electric Company Convergent-divergent plug nozzle
US3437173A (en) * 1966-11-25 1969-04-08 Gen Electric Gas turbine engine with screech attenuating means
US3579993A (en) * 1969-08-04 1971-05-25 Rohr Corp Sound suppression system
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
US4043121A (en) * 1975-01-02 1977-08-23 General Electric Company Two-spool variable cycle engine
US4085583A (en) * 1975-03-31 1978-04-25 The Boeing Company Method for selectively switching motive fluid supply to an aft turbine of a multicycle engine
US4064692A (en) * 1975-06-02 1977-12-27 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable cycle gas turbine engines
US4069661A (en) * 1975-06-02 1978-01-24 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Variable mixer propulsion cycle
US4068471A (en) * 1975-06-16 1978-01-17 General Electric Company Variable cycle engine with split fan section
US4010608A (en) * 1975-06-16 1977-03-08 General Electric Company Split fan work gas turbine engine
US4050242A (en) * 1975-12-01 1977-09-27 General Electric Company Multiple bypass-duct turbofan with annular flow plug nozzle and method of operating same
US4054030A (en) * 1976-04-29 1977-10-18 General Motors Corporation Variable cycle gas turbine engine
US4072008A (en) * 1976-05-04 1978-02-07 General Electric Company Variable area bypass injector system
US4222233A (en) * 1977-08-02 1980-09-16 General Electric Company Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan
US4175384A (en) * 1977-08-02 1979-11-27 General Electric Company Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine
DE2740904A1 (de) * 1977-09-10 1979-03-22 Motoren Turbinen Union Vorrichtung zur betaetigung von absperrorganen in gasturbinentriebwerken, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerken
US4409788A (en) * 1979-04-23 1983-10-18 General Electric Company Actuation system for use on a gas turbine engine
IL59497A (en) * 1979-04-23 1984-08-31 Gen Electric Valve actuation system for use on a gas turbine engine
US4285194A (en) * 1979-04-23 1981-08-25 General Electric Company Apparatus and method for controlling fan duct flow in a gas turbine engine
GB2083152B (en) * 1980-06-24 1984-01-11 Grovag Grossventiltech Seals for ducts
US5136840A (en) * 1982-09-30 1992-08-11 General Electric Company Gas turbine engine actuation system
GB8329218D0 (en) * 1983-11-02 1983-12-07 Ffowcs Williams J E Reheat combustion system for gas turbine engine
US4833881A (en) * 1984-12-17 1989-05-30 General Electric Company Gas turbine engine augmentor
US4961312A (en) * 1985-03-04 1990-10-09 General Electric Company Method for controlling augmentor liner coolant flow pressure in a mixed flow, variable cycle gas turbine engine
US4958489A (en) * 1985-03-04 1990-09-25 General Electric Company Means for controlling augmentor liner coolant flow pressure in a mixed flow, variable cycle gas turbine engine
US4813229A (en) * 1985-03-04 1989-03-21 General Electric Company Method for controlling augmentor liner coolant flow pressure in a mixed flow, variable cycle gas
US4817378A (en) * 1987-02-13 1989-04-04 General Electric Company Gas turbine engine with augmentor and variable area bypass injector
US4848081A (en) * 1988-05-31 1989-07-18 United Technologies Corporation Cooling means for augmentor liner
FR2645247B2 (fr) * 1988-06-22 1991-06-07 Centre Nat Rech Scient Procede et dispositif de controle actif des instabilites de combustion
US4944362A (en) * 1988-11-25 1990-07-31 General Electric Company Closed cavity noise suppressor
US5167118A (en) * 1989-11-06 1992-12-01 Nordam Jet engine fixed plug noise suppressor
US5184461A (en) * 1990-05-11 1993-02-09 General Electric Company Method and apparatus for automatic bypass operation
US5048286A (en) * 1990-06-29 1991-09-17 General Electric Company Bypass valve door
US5184455A (en) * 1991-07-09 1993-02-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Ceramic blanket augmentor liner
US5184840A (en) * 1992-06-12 1993-02-09 Edwards Jerry A Hitch protector

Also Published As

Publication number Publication date
KR930016644A (ko) 1993-08-26
US5417056A (en) 1995-05-23
IL102837A0 (en) 1993-01-31
US5287697A (en) 1994-02-22
EP0550127A1 (en) 1993-07-07
JPH05231178A (ja) 1993-09-07
US5343697A (en) 1994-09-06
JPH0696992B2 (ja) 1994-11-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR950000604B1 (ko) 가변 구역 우회 분사기
US5372476A (en) Turbine nozzle support assembly
US5129231A (en) Cooled combustor dome heatshield
US8069648B2 (en) Impingement cooling for turbofan exhaust assembly
US5201846A (en) Low-pressure turbine heat shield
EP0969252B1 (en) A combustion chamber
US6880341B2 (en) Low cost combustor floating collar with improved sealing and damping
US5484105A (en) Cooling system for a divergent section of a nozzle
US7625175B2 (en) Link device between an enclosure for passing cooling air and a stator nozzle in a turbomachine
US5117624A (en) Fuel injector nozzle support
US20070107710A1 (en) Assembling an annular combustion chamber of a turbomachine
US10359117B2 (en) Aspirating face seal with non-coiled retraction springs
US20190170007A1 (en) Sliding seal
US6401447B1 (en) Combustor apparatus for a gas turbine engine
US7770401B2 (en) Combustor and component for a combustor
JPH06280615A (ja) ガスタービンエンジンのシール支持アセンブリ
JPH0228684B2 (ko)
EP0879947A2 (en) Bypass air valve for a gas turbine engine
EP3080404B1 (en) Airfoil device for a gas turbine and corresponding arrangement
CN115507387A (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃烧器
EP3358149B1 (en) Bleed valve with neutral or closing bias
US20030005705A1 (en) Industrial gas turbine multi-axial thermal isolator
US4955192A (en) Containment ring for radial inflow turbine
EP2971967B1 (en) Inverted cap igniter tube
US4310286A (en) Rotor assembly having a multistage disk

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
G160 Decision to publish patent application
E701 Decision to grant or registration of patent right
NORF Unpaid initial registration fee