RU2008112039A - Передняя часть газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель и система отражения посторонних тел, предусмотренная в газотурбинном двигателе - Google Patents
Передняя часть газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель и система отражения посторонних тел, предусмотренная в газотурбинном двигателе Download PDFInfo
- Publication number
- RU2008112039A RU2008112039A RU2008112039/06A RU2008112039A RU2008112039A RU 2008112039 A RU2008112039 A RU 2008112039A RU 2008112039/06 A RU2008112039/06 A RU 2008112039/06A RU 2008112039 A RU2008112039 A RU 2008112039A RU 2008112039 A RU2008112039 A RU 2008112039A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- front part
- engine according
- reflection
- Prior art date
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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
- F02C7/055—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles with intake grids, screens or guards
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
-
- 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
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
- F05D2300/505—Shape memory behaviour
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя, содержащая внутреннее опорное кольцо (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора, носик (14) разделения потоков, от которого начинаются кольцевой первичный канал (16) и кольцевой вторичный канал (18) газотурбинного двигателя, ! отличающаяся тем, что дополнительно содержит, по меньшей мере, одну систему (30) отражения, предназначенную для предотвращения/ограничения попадания посторонних тел, таких как градины, внутрь упомянутого первичного канала (16) газотурбинного двигателя, при этом система (30) отражения содержит, по меньшей мере, одну отражающую поверхность (32), а также привод (34), позволяющий перемещать отражающую поверхность (32) из закрытого положения в развернутое положение, обеспечивающее отражение посторонних тел и/или наоборот, при этом систему (30) отражения устанавливают на внутреннем опорном кольце (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора таким образом, чтобы в развернутом положении задний конец (62) отражающей поверхности (32) находился перед носиком (14) разделения потоков. ! 2. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что систему (30) отражения устанавливают на внутреннем опорном кольце (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора за выходными направляющими лопатками (12) вентилятора. ! 3. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.1 или 2, отличающаяся тем, что в любом продольном сечении, проходящем через систему (30) отражения, воображаемая прямая линия (64), соответствующая тангенциальному направлению заднего конца (62) отражающей поверхности (32), в развернутом положении проходит перед передни
Claims (19)
1. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя, содержащая внутреннее опорное кольцо (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора, носик (14) разделения потоков, от которого начинаются кольцевой первичный канал (16) и кольцевой вторичный канал (18) газотурбинного двигателя,
отличающаяся тем, что дополнительно содержит, по меньшей мере, одну систему (30) отражения, предназначенную для предотвращения/ограничения попадания посторонних тел, таких как градины, внутрь упомянутого первичного канала (16) газотурбинного двигателя, при этом система (30) отражения содержит, по меньшей мере, одну отражающую поверхность (32), а также привод (34), позволяющий перемещать отражающую поверхность (32) из закрытого положения в развернутое положение, обеспечивающее отражение посторонних тел и/или наоборот, при этом систему (30) отражения устанавливают на внутреннем опорном кольце (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора таким образом, чтобы в развернутом положении задний конец (62) отражающей поверхности (32) находился перед носиком (14) разделения потоков.
2. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что систему (30) отражения устанавливают на внутреннем опорном кольце (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора за выходными направляющими лопатками (12) вентилятора.
3. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.1 или 2, отличающаяся тем, что в любом продольном сечении, проходящем через систему (30) отражения, воображаемая прямая линия (64), соответствующая тангенциальному направлению заднего конца (62) отражающей поверхности (32), в развернутом положении проходит перед передним концом (20) разделительного носика (14).
4. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по любому из пп.1 или 2, отличающаяся тем, что привод (34) выполняют из сплава с эффектом памяти формы, который позволяет ему при достижении заданной переходной температуры, заставляющей его принять свою сохраненную в памяти форму, переместить отражающую поверхность (32) в развернутое положение, обеспечивающее отражение посторонних тел, причем система (30) отражения дополнительно содержит упругие возвратные средства, позволяющие вернуть отражающую поверхность (32) в ее закрытое положение, когда упомянутый привод (34) имеет температуру ниже упомянутой заданной переходной температуры.
5. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.4, отличающаяся тем, что привод (34) и упомянутую отражающую поверхность (32) выполняют в виде одного элемента из сплава с эффектом памяти формы.
6. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.5, отличающаяся тем, что упомянутый элемент, выполненный из сплава с эффектом памяти формы, выполняют в виде отражающей пластины (40).
7. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.6, отличающаяся тем, что упомянутые упругие возвратные средства выполняют в виде упругой пластины (42), механически соединенной с упомянутой отражающей пластиной (40) и наложенной на последнюю.
8. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.7, отличающаяся тем, что между упругой пластиной (42) и отражающей пластиной (40) предусмотрено пространство (46) для захождения горячего воздуха,
9. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.8, отличающаяся тем, что система (30) отражения содержит вход (50) горячего воздуха, сообщающийся с пространством (46) для захождения горячего воздуха.
10. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.9, отличающаяся тем, что вход (50) горячего воздуха выполняют в виде полого выступа (48).
11. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по любому из пп.1 и 2, 5-10, отличающаяся тем, что ее оборудуют несколькими системами (30) отражения посторонних тел, отстоящих друг от друга в угловом направлении вокруг продольной оси (22) газотурбинного двигателя.
12. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.11, отличающаяся тем, что выполнение каждой системы (30) отражения посторонних тел на упомянутом внутреннем опорном кольце (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора осуществляют путем вытяжки полого выступа (48), образующего вход горячего воздуха системы отражения и проходящего через это внутреннее кольцо (10).
13. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.12, отличающаяся тем, что вход (50) горячего воздуха каждой системы (30) отражения посторонних тел проходит через внутреннее опорное кольцо (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора, причем упомянутая передняя часть газотурбинного двигателя содержит распределитель (56) горячего воздуха, расположенный напротив каждой системы (30) отражения и направленный радиально внутрь нее.
14. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.13, отличающаяся тем, что распределитель (56) горячего воздуха питается горячим воздухом, поступающим от компрессора (3) газотурбинного двигателя.
15. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по п.13 или 14, отличающаяся тем, что распределитель (56) содержит множество выходов (60), отстоящих друг от друга в угловом направлении вокруг продольной оси (22) газотурбинного двигателя, при этом каждый выход (60) соответственно находится напротив входа (50) горячего воздуха системы (30) отражения посторонних тел.
16. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по любому из пп.1 и 2, 5-10, 12-14, отличающаяся тем, что в развернутом положении, обеспечивающем отражение посторонних тел, отражающая поверхность (32) в продольном сечении принимает форму кривой линии, открытой в сторону входа и радиально наружу газотурбинного двигателя.
17. Передняя часть (1) газотурбинного двигателя по любому из пп.1 и 2, 5-10, 12-14, отличающаяся тем, что в закрытом положении задний конец (64) отражающей поверхности располагается на одном уровне с наружной поверхностью упомянутого внутреннего опорного кольца (10) крепления выходных направляющих лопаток (12) вентилятора.
18. Газотурбинный двигатель, содержащий переднюю часть (1) по любому из пп.1-17.
19. Система (30) отражения для газотурбинного двигателя, предназначенная для предотвращения/ограничения попадания посторонних тел, таких как градины, внутрь первичного канала (16) газотурбинного двигателя, при этом упомянутая система отражения содержит, по меньшей мере, одну отражающую поверхность (32), а также привод (34), позволяющий перемещать упомянутую отражающую поверхность из закрытого положения в развернутое положение, обеспечивающее отражение посторонних тел,
отличающаяся тем, что привод (34) выполняют из сплава с эффектом памяти формы таким образом, чтобы при достижении им данной переходной температуры, заставляющей его принимать хранящуюся в памяти форму, он перемещал отражающую поверхность (32) в развернутое положение, обеспечивающее отражение посторонних тел, причем упомянутая система отражения дополнительно содержит упругие возвратные средства (42), позволяющие при температуре упомянутого привода, меньшей упомянутой переходной температуры, вернуть отражающую поверхность (32) в ее закрытое положение.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0754153 | 2007-03-30 | ||
| FR0754153A FR2914364B1 (fr) | 2007-03-30 | 2007-03-30 | Partie avant de turbomachine comprenant un systeme de deflecteur de corps etrangers, tels que des grelons. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008112039A true RU2008112039A (ru) | 2009-10-10 |
| RU2459965C2 RU2459965C2 (ru) | 2012-08-27 |
Family
ID=38657259
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008112039/06A RU2459965C2 (ru) | 2007-03-30 | 2008-03-28 | Передняя часть газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель и система отражения посторонних тел, предусмотренная в газотурбинном двигателе |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7596938B2 (ru) |
| EP (1) | EP1978221B1 (ru) |
| JP (1) | JP5184168B2 (ru) |
| CA (1) | CA2626907C (ru) |
| ES (1) | ES2389787T3 (ru) |
| FR (1) | FR2914364B1 (ru) |
| RU (1) | RU2459965C2 (ru) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8452516B1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-05-28 | United Technologies Corporation | Variable vane scheduling based on flight conditions for inclement weather |
| US9638103B2 (en) | 2013-07-26 | 2017-05-02 | Honeywell International Inc. | Plasma flow control inlet particle separator system |
| US9394827B2 (en) | 2013-08-07 | 2016-07-19 | Honeywell International Inc. | Inlet particle separator system with flow passage through hub and/or shroud |
| FR3023322B1 (fr) * | 2014-07-03 | 2019-09-06 | Safran Aircraft Engines | Manche d'entree d'air pour turbomachine |
| US10591164B2 (en) | 2015-03-12 | 2020-03-17 | General Electric Company | Fuel nozzle for a gas turbine engine |
| US10138904B2 (en) | 2016-01-06 | 2018-11-27 | Honeywell International Inc. | Inlet particle separator system with high curvature hub |
| CN107524522B (zh) * | 2016-06-20 | 2021-06-11 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 收扩式涡扇发动机分流环 |
| US10508626B2 (en) | 2016-10-14 | 2019-12-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Auxiliary power unit inlet assembly with filter |
| US10508628B2 (en) * | 2016-10-14 | 2019-12-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Auxiliary power unit inlet assembly with particle separator |
| US10513344B2 (en) | 2016-10-14 | 2019-12-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Auxiliary power unit assembly with removable inlet filter |
| US10968771B2 (en) * | 2017-01-12 | 2021-04-06 | General Electric Company | Method and system for ice tolerant bleed takeoff |
| US10670040B2 (en) * | 2017-02-22 | 2020-06-02 | Honeywell International Inc. | Core-protecting fan modules and turbofan engines containing the same |
| US11512646B2 (en) | 2019-12-23 | 2022-11-29 | Unison Industries, Llc | Air starter with bearing cooling |
| EP3885539A1 (en) | 2020-03-26 | 2021-09-29 | Unison Industries LLC | Air turbine starter and method of containing a turbine of an air turbine starter |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| NL100160C (ru) * | 1955-03-11 | |||
| GB1098058A (en) * | 1965-11-03 | 1968-01-03 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Intake assemblies for gas turbine engines |
| US3465950A (en) * | 1968-01-22 | 1969-09-09 | Gen Electric | Separator |
| US4047911A (en) * | 1973-04-12 | 1977-09-13 | Dornier Gmbh | Air intake with deflecting device against foreign objects impinging in the initial direction of air flow at engine nacelles |
| US5061914A (en) * | 1989-06-27 | 1991-10-29 | Tini Alloy Company | Shape-memory alloy micro-actuator |
| 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 |
| FR2664018B1 (fr) * | 1990-06-29 | 1993-08-13 | Gen Electric | Systeme de vanne de derivation. |
| GB2259328B (en) * | 1991-09-03 | 1995-07-19 | Gen Electric | Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter |
| FR2823532B1 (fr) * | 2001-04-12 | 2003-07-18 | Snecma Moteurs | Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee |
| US6702873B2 (en) * | 2002-04-23 | 2004-03-09 | The Boeing Company | High particle separation efficiency system |
| US7802433B2 (en) * | 2006-09-27 | 2010-09-28 | General Electric Company | Adaptive inertial particle separators and methods of use |
| US7296395B1 (en) * | 2006-12-19 | 2007-11-20 | The Boeing Company | Engine inlet air particle separator with active flow control |
-
2007
- 2007-03-30 FR FR0754153A patent/FR2914364B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-03-13 ES ES08102575T patent/ES2389787T3/es active Active
- 2008-03-13 EP EP08102575A patent/EP1978221B1/fr active Active
- 2008-03-18 US US12/050,456 patent/US7596938B2/en active Active
- 2008-03-25 JP JP2008077142A patent/JP5184168B2/ja active Active
- 2008-03-28 CA CA2626907A patent/CA2626907C/fr active Active
- 2008-03-28 RU RU2008112039/06A patent/RU2459965C2/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2459965C2 (ru) | 2012-08-27 |
| JP2008255986A (ja) | 2008-10-23 |
| FR2914364B1 (fr) | 2009-06-12 |
| CA2626907A1 (fr) | 2008-09-30 |
| EP1978221A3 (fr) | 2011-02-23 |
| CA2626907C (fr) | 2014-12-02 |
| US20080236133A1 (en) | 2008-10-02 |
| FR2914364A1 (fr) | 2008-10-03 |
| EP1978221A2 (fr) | 2008-10-08 |
| US7596938B2 (en) | 2009-10-06 |
| EP1978221B1 (fr) | 2012-07-04 |
| ES2389787T3 (es) | 2012-10-31 |
| JP5184168B2 (ja) | 2013-04-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2008112039A (ru) | Передняя часть газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель и система отражения посторонних тел, предусмотренная в газотурбинном двигателе | |
| RU2006145808A (ru) | Турбовентиляторный двигатель с компактной системой отбора воздуха от дожимного компрессора | |
| RU2365821C2 (ru) | Диффузор для кольцевой камеры сгорания, в частности для турбинного двигателя самолета, а также камера сгорания и авиационный турбовинтовой двигатель, содержащие такой диффузор | |
| JP4815335B2 (ja) | ターボファンエンジン | |
| RU2007124389A (ru) | Конструкция камеры сгорания для газотурбинного двигателя, имеющей дефлектор с выступающей кромкой, камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая вышеуказанную конструкцию, и газотурбинный двигатель | |
| RU2007116857A (ru) | Промежуточный узел газовой турбины и газотурбинный двигатель, содержащий этот узел | |
| EP1788310A3 (en) | System for Coupling Flow from a Centrifugal Compressor to an Axial Combustor for Gas Turbines | |
| RU2007127553A (ru) | Система охлаждения венца центробежного компрессора | |
| RU2007105307A (ru) | Турбовентиляторный двигатель с двойным обтеканием | |
| RU2365762C2 (ru) | Диффузор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель | |
| RU2007145361A (ru) | Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя | |
| CN103696878A (zh) | 一种轴对称收扩喷管 | |
| RU2010103837A (ru) | Воздушый стартер для турбодвигателя | |
| RU2015145152A (ru) | Охлаждающее устройство для турбореактивного двигателя гондолы летательного аппарата | |
| CA2660211A1 (en) | Gas turbine engine exhaust duct ventilation | |
| RU2007134894A (ru) | Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета | |
| RU2005102777A (ru) | Трубореактивный двигатель с большой степенью двухконтурности | |
| EP2784267A3 (en) | A gas turbine engine cooling arrangement | |
| RU2007127561A (ru) | Система вентиляции выходной кольцевой полости центробежного компрессора | |
| RU2007127554A (ru) | Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, газотурбинный двигатель, содержащий указанную систему | |
| RU2005113664A (ru) | Устройство для подачи воздуха и топлива к кольцу форсунок в форсажной камере | |
| RU2013124953A (ru) | Узел впрыска топлива и установка, содержащая узел впрыска топлива | |
| CA2673001A1 (en) | Jet flow discharge nozzle and jet engine | |
| RU2572736C2 (ru) | Аэродинамический обтекатель задней части камеры сгорания турбомашины | |
| WO2016126986A3 (en) | Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |