RU2007135272A - Конструкция сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части газотурбинного двигателя - Google Patents

Конструкция сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2007135272A
RU2007135272A RU2007135272/06A RU2007135272A RU2007135272A RU 2007135272 A RU2007135272 A RU 2007135272A RU 2007135272/06 A RU2007135272/06 A RU 2007135272/06A RU 2007135272 A RU2007135272 A RU 2007135272A RU 2007135272 A RU2007135272 A RU 2007135272A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
gas
circuit
opening
wall
Prior art date
Application number
RU2007135272/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2402688C2 (ru
Inventor
Ханс МОРТЕНССОН (SE)
Ханс МОРТЕНССОН
Мартин НИЛССОН (SE)
Мартин НИЛССОН
Original Assignee
Вольво Аэро Корпорейшн (Se)
Вольво Аэро Корпорейшн
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 Вольво Аэро Корпорейшн (Se), Вольво Аэро Корпорейшн filed Critical Вольво Аэро Корпорейшн (Se)
Publication of RU2007135272A publication Critical patent/RU2007135272A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2402688C2 publication Critical patent/RU2402688C2/ru

Links

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
    • 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
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/13—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor having variable working fluid interconnections between turbines or compressors or stages of different rotors
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
    • 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
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/52—Outlet

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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Sampling And Sample Adjustment (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Claims (20)

1. Конструкция (17, 22, 29, 30, 33, 40, 52, 53) сопряжения канала (16, 55, 56) отбора газа с каналом проточной части газотурбинного двигателя (1), включающая в себя первый участок (18, 24, 36, 43) стенки, ограничивающий отверстие канала отбора газа с первой стороны, и второй участок (19, 26, 37, 44) стенки, ограничивающий отверстие канала отбора газа со второй стороны, расположенной напротив первой, причем стенка (23, 34) канала проточной части расположена поперек отверстия канала отбора газа по существу на одном уровне, отличающаяся тем, что первый и второй участки (18, 24, 36, 43; 19, 26, 37, 44) стенки оканчиваются в разных положениях в направлении протяженности канала отбора газа, и один из двух участков стенки: первого и второго (18, 44), возвышается относительно смежных с ним поверхностей конструкции, причем возвышающийся участок стенки образует удлиненный выступ (18, 44) вдоль соответствующей стороны отверстия канала отбора газа.
2. Конструкция (17, 22, 29, 30, 33, 40, 52, 53) сопряжения канала (16, 55, 56) отбора газа с каналом проточной части газотурбинного двигателя (1), включающая в себя первый участок (18, 24, 36, 43) стенки, ограничивающий отверстие канала отбора газа с первой стороны, и второй участок (19, 26, 37, 44) стенки, ограничивающий отверстие канала отбора газа со второй стороны, расположенной напротив первой, причем стенка (23, 34) канала проточной части расположена поперек отверстия канала отбора газа по существу на одном уровне, отличающаяся тем, что первый и второй участки (18, 24, 36, 43; 19, 26, 37, 44) стенки оканчиваются в разных положениях в направлении протяженности канала отбора газа, и один из двух участков стенки: первого и второго (26, 36), заглублен относительно смежных с ним поверхностей конструкции, причем заглубленный участок (26, 36) стенки выполнен удлиненным и проходит вдоль соответствующей стороны отверстия.
3. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что другой из двух участков стенки: первого и второго (19, 24, 37, 43), расположен вровень со смежными с ним поверхностями конструкции.
4. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере один аэродинамический профиль (21, 27, 39, 47), расположенный в отверстии канала отбора газа для направления газового потока в этом канале.
5. Конструкция по п.4, отличающаяся тем, что она содержит несколько аэродинамических профилей (21, 27, 39, 47), расположенных в отверстии канала отбора газа по существу параллельно друг другу.
6. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере одну рамку (28), окаймляющую отверстие канала отбора газа и включающую в себя первый и второй участки (18, 19) стенки.
7. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она образует кольцевой узел (17) газотурбинного двигателя, имеющий несколько распределенных по окружности отверстий канала отбора газа.
8. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что отверстие канала отбора газа образует непрерывную щель, проходящую в окружном направлении конструкции.
9. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что отверстие канала отбора газа образует выход этого канала.
10. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что отверстие канала отбора газа образует вход этого канала.
11. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что переход от первого участка (18, 24, 36, 43) стенки к смежной с ним стенке (23, 25, 34, 41) канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем мимо газовом потоке, обусловленных отбором или впуском газа.
12. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что переход от второго участка (19, 26, 37, 44) стенки к смежной с ним стенке (23, 25, 34, 41) канала проточной части выполнен гладким с обеспечением минимизации возмущений в проходящем мимо газовом потоке, обусловленных отбором или впуском газа.
13. Конструкция по п.1 или 2, отличающаяся тем, что канал (16, 55, 56) отбора газа задает путь движения газа, обеспечивающий отклонение потока газа с приданием ему значительного наклона относительно проходящего мимо газового потока.
14. Устройство для отбора газа в газотурбинном двигателе (1), включающее в себя участок первого контура (6) проточной части двигателя, участок второго контура (7) проточной части двигателя и по меньшей мере один канал (16, 55, 56) отбора газа, соединенный с участком первого контура и/или участком второго контура двигателя, отличающееся тем, что оно содержит конструкцию сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части, выполненную по любому из предыдущих пунктов и размещенную таким образом, что первый участок (18, 24, 36, 43) стенки расположен по потоку перед отверстием канала отбора газа, а второй участок (19, 26, 37, 44) стенки расположен по потоку за отверстием канала отбора газа.
15. Устройство по п.14, отличающееся тем, что канал (16, 55, 56) отбора газа проходит между участком первого контура и участком второго контура проточной части.
16. Газотурбинный двигатель, содержащий первый контур (6) проточной части, второй контур (7) проточной части и по меньшей мере один канал (16, 55, 56) отбора газа, соединенный с первым контуром (6) и/или вторым контуром (7), отличающийся тем, что он содержит конструкцию (17, 22, 29, 30, 33, 40, 52, 53) сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части, выполненную по любому из п.п.1-13 и размещенную таким образом, что первый участок (18, 24, 36, 43) стенки расположен по потоку перед отверстием канала отбора газа, а второй участок (19, 26, 37, 44) стенки расположен по потоку за отверстием канала отбора газа.
17. Газотурбинный двигатель по п.16, отличающийся тем, что канал (17, 22, 29, 30, 52, 53) отбора газа расположен с обеспечением перепуска газа из первого контура (6) проточной части во второй контур (7).
18. Газотурбинный двигатель по п.17, отличающийся тем, что конструкция (17, 22, 29, 30) сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части расположена на выходе канала (16) отбора газа.
19. Газотурбинный двигатель по п.17 или 18, отличающийся тем, что конструкция (33, 40) сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части расположена на входе канала отбора газа.
20. Авиационный двигатель, имеющий первый контур (6) проточной части, второй контур (7) проточной части и по меньшей мере один канал (16) отбора газа, проходящий между первым контуром (6) и вторым контуром (7) проточной части, отличающийся тем, что он содержит конструкцию (17, 22, 29, 30, 33, 40) сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части, выполненную по любому из пп.1-13.
RU2007135272/06A 2005-02-25 2006-02-14 Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели RU2402688C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US59394105P 2005-02-25 2005-02-25
US60/593941 2005-02-25
PCT/SE2005/000452 WO2006091138A1 (en) 2005-02-25 2005-03-24 A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine
SEPCT/SE2005/000452 2005-03-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007135272A true RU2007135272A (ru) 2009-03-27
RU2402688C2 RU2402688C2 (ru) 2010-10-27

Family

ID=36927683

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007135272/06A RU2402688C2 (ru) 2005-02-25 2006-02-14 Конструкция канала перепуска между внутренним и внешним контурами газотурбинного двигателя (варианты) и содержащие ее устройство для перепуска газа, газотурбинный и авиационный двигатели

Country Status (4)

Country Link
US (3) US20060277919A1 (ru)
JP (1) JP5264184B2 (ru)
RU (1) RU2402688C2 (ru)
WO (1) WO2006091138A1 (ru)

Families Citing this family (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7624581B2 (en) * 2005-12-21 2009-12-01 General Electric Company Compact booster bleed turbofan
US8292567B2 (en) * 2006-09-14 2012-10-23 Caterpillar Inc. Stator assembly including bleed ports for turbine engine compressor
US7717667B2 (en) * 2006-09-29 2010-05-18 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
US8388308B2 (en) * 2007-10-30 2013-03-05 General Electric Company Asymmetric flow extraction system
DE102008014957A1 (de) * 2008-03-19 2009-09-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenverdichter mit Zapfluftentnahme
DE102008024022A1 (de) * 2008-05-16 2009-11-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinentriebwerk, insbesondere Flugtriebwerk
GB0809336D0 (en) 2008-05-23 2008-07-02 Rolls Royce Plc A gas turbine engine arrangement
GB2467120B (en) * 2009-01-21 2013-05-15 Rolls Royce Plc A gas Turbine engine
GB2467121B (en) * 2009-01-21 2011-03-30 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
DE102009011635A1 (de) * 2009-03-04 2010-09-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Luftleitelement eines Laufspalteinstellungssystems einer Fluggasturbine
GB201000378D0 (en) 2010-01-12 2010-02-24 Rolls Royce Plc Flow discharge device
US20110265490A1 (en) * 2010-04-30 2011-11-03 Kevin Samuel Klasing Flow mixing vent system
DE102010027587A1 (de) 2010-07-19 2012-01-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Zapfluftauslass im Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks
GB201015743D0 (en) * 2010-09-21 2010-10-27 Rolls Royce Plc Bleed valve
GB201104043D0 (en) * 2011-03-10 2011-04-20 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
US20130192263A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US10119468B2 (en) * 2012-02-06 2018-11-06 United Technologies Corporation Customer bleed air pressure loss reduction
US9399951B2 (en) * 2012-04-17 2016-07-26 General Electric Company Modular louver system
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
US20150275757A1 (en) * 2012-09-26 2015-10-01 United Technologies Corporation Bleed duct for laminar fan duct flow
US9810147B2 (en) 2013-10-31 2017-11-07 The Boeing Company Angled inlet system for a precooler
US9803546B2 (en) * 2013-10-31 2017-10-31 The Boeing Company Dual inlets for a turbofan precooler
US10247043B2 (en) 2014-12-31 2019-04-02 General Electric Company Ducted cowl support for a gas turbine engine
FR3034461B1 (fr) * 2015-04-01 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Conduit de veine de decharge d'une turbomachine comprenant une grille vbv a calage variable
US9909497B2 (en) * 2015-05-07 2018-03-06 United Technologies Corporation Combined stability and customer bleed with dirt, water and ice rejection
US11434822B2 (en) 2015-06-19 2022-09-06 Raytheon Technologies Corporation Inverse modulation of secondary bleed
GB201518573D0 (en) 2015-10-20 2015-12-02 Rolls Royce Plc Fluid system
US10227930B2 (en) * 2016-03-28 2019-03-12 General Electric Company Compressor bleed systems in turbomachines and methods of extracting compressor airflow
US10774788B2 (en) * 2016-06-28 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Particle extraction system for a gas turbine engine
RU2637153C1 (ru) * 2016-07-04 2017-11-30 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя
US10823055B2 (en) 2016-08-08 2020-11-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Bypass duct louver for noise mitigation
FR3057028B1 (fr) 2016-09-30 2020-08-14 Safran Aircraft Engines Deflecteur de flux d'un systeme de vanne de decharge, systeme de vanne de decharge et turbomachine comprenant un tel systeme de vanne de decharge
US10934943B2 (en) 2017-04-27 2021-03-02 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange
US20190024587A1 (en) * 2017-07-18 2019-01-24 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Fan integrated inertial particle separator
GB201807267D0 (en) 2018-05-03 2018-06-20 Rolls Royce Plc Louvre offtake arrangement
US11300002B2 (en) * 2018-12-07 2022-04-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Static take-off port
FR3110201B1 (fr) * 2020-05-15 2022-04-08 Safran Aircraft Engines Carter d’échappement de turbomachine
US11702995B2 (en) * 2020-07-15 2023-07-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Devices and methods for guiding bleed air in a turbofan engine
RU207097U1 (ru) * 2021-04-28 2021-10-12 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Цилиндрическое кольцо с аэродинамическим профилем, формирующим направление воздушного потока второго контура газотурбинного двигателя
US11725530B1 (en) * 2022-05-20 2023-08-15 General Electric Company Offtake scoops for bleed pressure recovery in gas turbine engines
DE102022115665A1 (de) 2022-06-23 2023-12-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Lufteinlass
DE102022115659A1 (de) 2022-06-23 2023-12-28 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Lufteinlass

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2672726A (en) * 1950-09-19 1954-03-23 Bell Aircraft Corp Ducted fan jet aircraft engine
US3058302A (en) * 1955-02-07 1962-10-16 Avro Aircraft Ltd Means inducing a flow of cooling air for gas turbine engines
FR1271544A (fr) * 1960-07-11 1961-09-15 Nord Aviation Combiné turboréacteur-statoréacteur
BE756363A (fr) * 1969-09-30 1971-03-01 Gen Electric Systeme d'echappement pour compresseurs de moteurs a turbine a gaz
CA1116418A (en) * 1979-07-18 1982-01-19 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Vane fairing for inertial separator
US4463552A (en) * 1981-12-14 1984-08-07 United Technologies Corporation Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine
US4537277A (en) * 1982-12-03 1985-08-27 The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland Silencer for high velocity gas flow
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
US4607657A (en) * 1985-10-28 1986-08-26 General Electric Company Aircraft engine inlet
US4827713A (en) * 1987-06-29 1989-05-09 United Technologies Corporation Stator valve assembly for a rotary machine
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
US5155993A (en) * 1990-04-09 1992-10-20 General Electric Company Apparatus for compressor air extraction
US5203162A (en) * 1990-09-12 1993-04-20 United Technologies Corporation Compressor bleed manifold for a gas turbine engine
US5209633A (en) * 1990-11-19 1993-05-11 General Electric Company High pressure compressor flowpath bleed valve extraction slot
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
US5287697A (en) * 1992-01-02 1994-02-22 General Electric Company Variable area bypass injector seal
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
US5311735A (en) * 1993-05-10 1994-05-17 General Electric Company Ramjet bypass duct and preburner configuration
CA2133793A1 (en) * 1994-10-06 1996-04-07 William E. Carscallen Inter compressor duct variable geometry annular diffuser/bleed valve
US6050527A (en) * 1997-12-19 2000-04-18 The Boeing Company Flow control device to eliminate cavity resonance
US6702873B2 (en) * 2002-04-23 2004-03-09 The Boeing Company High particle separation efficiency system
US6783324B2 (en) * 2002-08-15 2004-08-31 General Electric Company Compressor bleed case
US7966831B2 (en) * 2007-08-28 2011-06-28 General Electric Company Apparatus and method for suppressing dynamic pressure instability in bleed duct

Also Published As

Publication number Publication date
WO2006091138A1 (en) 2006-08-31
US20080115504A1 (en) 2008-05-22
RU2402688C2 (ru) 2010-10-27
US20100199633A1 (en) 2010-08-12
US20060277919A1 (en) 2006-12-14
JP2008531914A (ja) 2008-08-14
US8528344B2 (en) 2013-09-10
US8484982B2 (en) 2013-07-16
JP5264184B2 (ja) 2013-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007135272A (ru) Конструкция сопряжения канала отбора газа с каналом проточной части газотурбинного двигателя
EP0974734B1 (en) Turbine shroud cooling
JP4922315B2 (ja) ガスタービンエンジンのバーナにおいて使用するためのスワーラ
US8408008B2 (en) Scoop of a running-gap control system of an aircraft gas turbine
RU2519014C2 (ru) Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины
JP5461905B2 (ja) スロット付き圧縮機ディフューザ及び関連する方法
JP6766197B2 (ja) 航空機タービンエンジンのセパレータノーズを除氷するための装置
US10060265B2 (en) Turbine blade
US20110094232A1 (en) Apparatus for conditioning airflow through a nozzle
US9267687B2 (en) Combustion system having a venturi for reducing wakes in an airflow
US7661926B2 (en) Turbomachine blade
RU2006134287A (ru) Лопасть или лопатка для турбомашины
EP3358136A2 (en) Airfoil turn caps in gas turbine engines
RU2013152735A (ru) Канал для охлаждения корпуса
US10378372B2 (en) Turbine with cooled turbine guide vanes
ATE456471T1 (de) Luftausströmer mit drallströmung und gerichteter strömung
US20170138200A1 (en) Cooled turbine runner, in particular for an aircraft engine
US10612469B2 (en) Diffuser case mixing chamber for a turbine engine
JP6477195B2 (ja) 流量測定装置
US10871075B2 (en) Cooling passages in a turbine component
RU2014116079A (ru) Створка реверсора тяги, имеющая боковые отверстия
ATE487856T1 (de) Schalldämpfer und damit ausgerüstetes fahrzeug
CA2436638A1 (en) Variable-geometry turbine stator blade, particularly for aircraft engines
CN109083688A (zh) 具有偏转器的涡轮发动机部件
JP2013224659A (ja) タービンエンジン用の燃焼器キャップ取付け構造

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180215