RU2013154300A - Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством - Google Patents

Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством Download PDF

Info

Publication number
RU2013154300A
RU2013154300A RU2013154300/06A RU2013154300A RU2013154300A RU 2013154300 A RU2013154300 A RU 2013154300A RU 2013154300/06 A RU2013154300/06 A RU 2013154300/06A RU 2013154300 A RU2013154300 A RU 2013154300A RU 2013154300 A RU2013154300 A RU 2013154300A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
front part
wall
channel
primary
separator according
Prior art date
Application number
RU2013154300/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2569408C2 (ru
Inventor
Фредерик ТИСЕ
Original Assignee
Текспейс Аеро С.А.
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 Текспейс Аеро С.А. filed Critical Текспейс Аеро С.А.
Publication of RU2013154300A publication Critical patent/RU2013154300A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2569408C2 publication Critical patent/RU2569408C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
    • 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
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Передняя часть (22, 122, 222, 322, 422, 522) разделителя осевой турбомашины, предназначенная для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (18, 118, 218, 318, 418, 518) и вторичный поток (20, 120, 220, 320, 420, 520), при этом передняя часть содержит:- кольцевой передний край (44, 144, 244, 344, 444, 544),- направляющие стенки (28, 34, 128, 134, 228, 234, 328, 334, 428, 434, 528, 534) для первичного и вторичного потоков, проходящие от переднего края;- антиобледенительный канал (40, 140, 240, 340, 440, 540) на переднем крае, проходящий кольцеобразно через указанный край, при этом канал предназначен для проведения текучей среды;при этом этот канал содержит стенку (42, 142, 242, 342, 442, 542), образующую передний край (44, 144, 244, 344, 444, 544).2. Передняя часть (22, 122, 322, 422, 522) разделителя по п.1, отличающийся тем, что поперечное сечение стенки (42, 142, 342, 442, 542) антиобледенительного канала (40, 140, 340, 440, 540) имеет замкнутый контур, при этом направляющие поверхности первичного и вторичного потоков прикреплены к указанной стенке.3. Передняя часть (22, 122, 322, 422, 522) разделителя по п.2, отличающаяся тем, что замкнутый контур имеет круглый (40, 340, 440, 540) или эллиптический (140) профиль, при этом большая ось эллипса наклонена в сторону входа потока к центру турбомашины по отношению к основной оси передней части, при этом угол наклона предпочтительно составляет от 5° до 30°.4. Передняя часть (222) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что поперечное сечение стенки (242) антиобледенительного канала (240) имеет открытый контур, образующий кольцевое углубление с по меньшей мере одной из направляющих стенок (228, 234) первичного и вторичного потока, предпочтительно с направляющей стенкой (234) вторичного потока (220).5. Передняя часть (22, 122, 322, 422, 522) раздел

Claims (15)

1. Передняя часть (22, 122, 222, 322, 422, 522) разделителя осевой турбомашины, предназначенная для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (18, 118, 218, 318, 418, 518) и вторичный поток (20, 120, 220, 320, 420, 520), при этом передняя часть содержит:
- кольцевой передний край (44, 144, 244, 344, 444, 544),
- направляющие стенки (28, 34, 128, 134, 228, 234, 328, 334, 428, 434, 528, 534) для первичного и вторичного потоков, проходящие от переднего края;
- антиобледенительный канал (40, 140, 240, 340, 440, 540) на переднем крае, проходящий кольцеобразно через указанный край, при этом канал предназначен для проведения текучей среды;
при этом этот канал содержит стенку (42, 142, 242, 342, 442, 542), образующую передний край (44, 144, 244, 344, 444, 544).
2. Передняя часть (22, 122, 322, 422, 522) разделителя по п.1, отличающийся тем, что поперечное сечение стенки (42, 142, 342, 442, 542) антиобледенительного канала (40, 140, 340, 440, 540) имеет замкнутый контур, при этом направляющие поверхности первичного и вторичного потоков прикреплены к указанной стенке.
3. Передняя часть (22, 122, 322, 422, 522) разделителя по п.2, отличающаяся тем, что замкнутый контур имеет круглый (40, 340, 440, 540) или эллиптический (140) профиль, при этом большая ось эллипса наклонена в сторону входа потока к центру турбомашины по отношению к основной оси передней части, при этом угол наклона предпочтительно составляет от 5° до 30°.
4. Передняя часть (222) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что поперечное сечение стенки (242) антиобледенительного канала (240) имеет открытый контур, образующий кольцевое углубление с по меньшей мере одной из направляющих стенок (228, 234) первичного и вторичного потока, предпочтительно с направляющей стенкой (234) вторичного потока (220).
5. Передняя часть (22, 122, 322, 422, 522) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что стенка (42, 142, 242, 342, 442; 542) антиобледенительного канала (40, 140, 340, 440, 540) имеет переменную толщину, при этом толщина предпочтительно уменьшена в части канала со стороны входа потока.
6. Передняя часть (322) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что стенка (342) антиобледенительного канала (340) утоплена в одной или по меньшей мере одной из направляющих стенок для первичного и вторичного потока, при этом утапливание предпочтительно выполнено с промежутками по кольцевому профилю переднего края (344).
7. Передняя часть (522) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что содержит промежуточную часть (556), расположенную между стенкой (542) антиобледенительного канала (540) и телом (534), при этом промежуточная часть (556) предпочтительно содержит изоляционный материал.
8. Передняя часть (22, 122, 222, 322, 422, 522) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что контур поперечного сечения стенки (42, 142, 242, 342, 442, 542) антиобледенительного канала (40, 140, 240, 340, 440, 540) содержит часть с радиусом кривизны менее 10,00 мм, предпочтительно менее 5,00 мм, более предпочтительно менее 2,00 мм, наиболее предпочтительно менее 1,00 мм, образующим указанную часть, при этом указанная часть образует конец переднего края (44, 144, 244, 344, 444, 544) со стороны входа потока.
9. Передняя часть (22, 122, 222, 322, 422, 522) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что канал (40, 140, 240, 340, 440, 540) разбит на сегменты и содержит по меньшей мере два сегмента, каждый из которых проходит главным образом через половину кольцевого профиля переднего края, при этом канал содержит предпочтительно шесть сегментов, каждый из которых главным образом проходит через одну шестую указанного профиля.
10. Передняя часть (22, 122, 222, 322, 422, 522) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что направляющая стенка (34, 134, 234, 334, 434, 534) вторичного потока (20, 120, 220, 320) образует тело (32, 132, 232, 332, 432, 532) вращения указанной передней части, при этом направляющая стенка (28, 128, 228, 328, 428, 528) для первичного потока образует наружную стенку статора с лопатками.
11. Передняя часть (422) разделителя по п.10, отличающаяся тем, что содержит крепежные полосы (454), предпочтительно выполненные из металла, расположенные на стенке антиобледенительного канала и направляющих стенках первичного и вторичного потоков.
12. Передняя часть (122) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что часть направляющей стенки (128) со стороны входа потока части первичного потока (118) косвенно соединена с направляющей стенкой (134) вторичного потока (120) через стенку (142) антиобледенительного канала (140).
13. Передняя часть (22, 122, 222, 322, 422, 522) разделителя по п.1, отличающаяся тем, что содержит кольцевую канавку (36, 136, 236, 336, 436, 536) для вставки края со стороны входа потока разделяющей стенки (28, 128, 228, 328, 428, 528) первичного потока (18, 118, 218, 318, 418, 518), при этом антиобледенительный канал (40, 140, 240, 340, 440, 540) расположен со стороны входа потока указанной канавки.
14. Компрессор (4) осевой турбомашины (2), содержащий переднюю часть (22) разделителя, предназначенную для разделения кольцевого потока, входящего в турбомашину, на первичный поток (18) и вторичный поток (20), при этом передняя часть (22) разделителя выполнена по одному из пп.1-13.
15. Осевая турбомашина (2), содержащая приточный вентилятор (16), за которым следует компрессор (4), при этом компрессор (4) выполнен по п.14.
RU2013154300/06A 2012-12-07 2013-12-06 Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством RU2569408C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12195999.3A EP2740905B1 (fr) 2012-12-07 2012-12-07 Bec de séparation d'une turbomachine axiale, compresseur et turbomachine axiale associés
EP12195999.3 2012-12-07

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013154300A true RU2013154300A (ru) 2015-06-20
RU2569408C2 RU2569408C2 (ru) 2015-11-27

Family

ID=47504624

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013154300/06A RU2569408C2 (ru) 2012-12-07 2013-12-06 Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9869203B2 (ru)
EP (1) EP2740905B1 (ru)
CN (1) CN103867237B (ru)
CA (1) CA2833987C (ru)
RU (1) RU2569408C2 (ru)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE1022482B1 (fr) * 2014-10-21 2016-05-02 Techspace Aero S.A. Bec de separation a degivrage plasma pour compresseur de turbomachine axiale
BE1022957B1 (fr) 2015-04-20 2016-10-21 Techspace Aero S.A. Bec de separation degivrant de compresseur de turbomachine axiale
BE1023354B1 (fr) * 2015-08-13 2017-02-13 Safran Aero Boosters S.A. Bec de separation degivrant de compresseur de turbomachine axiale
US10514046B2 (en) * 2015-10-09 2019-12-24 Carrier Corporation Air management system for the outdoor unit of a residential air conditioner or heat pump
BE1023531B1 (fr) * 2015-10-15 2017-04-25 Safran Aero Boosters S.A. Dispositif degivrant de bec de separation de compresseur de turbomachine axiale
CN105736145A (zh) * 2016-01-28 2016-07-06 南京航空航天大学 采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法
US10533497B2 (en) * 2016-04-18 2020-01-14 United Technologies Corporation Short inlet with integrated liner anti-icing
FR3059353B1 (fr) * 2016-11-29 2019-05-17 Safran Aircraft Engines Aube directrice de sortie pour turbomachine d'aeronef, comprenant une zone coudee de passage de lubrifiant presentant une conception amelioree
US10968771B2 (en) * 2017-01-12 2021-04-06 General Electric Company Method and system for ice tolerant bleed takeoff
FR3065490B1 (fr) * 2017-04-24 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour aeronef comportant des echangeurs de chaleur air-liquide
US11066995B2 (en) 2018-05-15 2021-07-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine with oil warming anti-ice circuit
FR3095470B1 (fr) * 2019-04-24 2021-10-29 Arianegroup Sas Conduit pour piece de stator pour turbomachine
CN113027611A (zh) * 2019-12-24 2021-06-25 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种分流环防冰系统及航空发动机
RU207079U1 (ru) * 2021-03-24 2021-10-11 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Корпус разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя
CN113530888B (zh) * 2021-08-24 2022-08-09 中国航发湖南动力机械研究所 一种带防冰功能的多腔室集成化导叶机匣结构
CN113864056A (zh) * 2021-10-22 2021-12-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机支板及其进气机匣框架

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4860534A (en) * 1988-08-24 1989-08-29 General Motors Corporation Inlet particle separator with anti-icing means
IT1250510B (it) * 1991-10-03 1995-04-08 Alenia Aeritalia & Selenia Sistema di scarico a bassa pressione ed alta miscelazione per il fluido di riscaldamento di un dispositivo anti-ghiaccio previsto nella presa d'aria di un motore turbo-getto.
US6561760B2 (en) 2001-08-17 2003-05-13 General Electric Company Booster compressor deicer
US7131612B2 (en) * 2003-07-29 2006-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Nacelle inlet lip anti-icing with engine oil
US8205426B2 (en) * 2006-07-31 2012-06-26 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
US7823374B2 (en) * 2006-08-31 2010-11-02 General Electric Company Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes
RU62169U1 (ru) * 2006-10-18 2007-03-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Противообледенительная система двухконтурного турбореактивного двигателя
GB2442967B (en) * 2006-10-21 2011-02-16 Rolls Royce Plc An engine arrangement
US8015788B2 (en) * 2006-12-27 2011-09-13 General Electric Company Heat transfer system for turbine engine using heat pipes
EP2075194B1 (fr) 2007-12-27 2017-08-16 Techspace Aero Echangeur de chaleur air-huile pour turboréacteur, turboréacteur associé et utilisation dudit échangeur
US9309781B2 (en) * 2011-01-31 2016-04-12 General Electric Company Heated booster splitter plenum

Also Published As

Publication number Publication date
US20140161597A1 (en) 2014-06-12
US9869203B2 (en) 2018-01-16
EP2740905B1 (fr) 2020-03-18
CA2833987C (en) 2017-04-04
CN103867237A (zh) 2014-06-18
CA2833987A1 (en) 2014-06-07
EP2740905A1 (fr) 2014-06-11
RU2569408C2 (ru) 2015-11-27
CN103867237B (zh) 2016-08-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013154300A (ru) Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством
NZ730647A (en) Inlet valve for a compressor
EP2728117A1 (en) Turbine blade tip with tip shelf diffuser holes
RU2013152735A (ru) Канал для охлаждения корпуса
RU2011136078A (ru) Вентилятор
RU2013108927A (ru) Вращающийся компонент турбомашины, способ работы турбомашины и турбомашина
RU2012138141A (ru) Противообледенительное устройство для передней кромки крыла самолета и основное крыло самолета
RU2013113935A (ru) Завихритель для камер сгорания и газовая турбина
FR2950942B1 (fr) Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
RU2013102074A (ru) Сегмент платформы, предназначенный для обеспечения опоры для направляющей лопатки соплового направляющего аппарата, и способ охлаждения данного сегмента
US7661926B2 (en) Turbomachine blade
BR112015025169A2 (pt) estrutura para um ventilador de um compressor de espiral
GB2562360B (en) Outlet guide vane for aircraft turbomachine, with improved lubricant cooling function
RU2015135375A (ru) Ступень центробежного компрессора (варианты)
WO2015175073A3 (en) Gas turbine engine airfoil
RU2019119838A (ru) Выходная направляющая лопатка турбомашины летательного аппарата, содержащая изогнутый канал для смазочного материала улучшенной конструкции
EP2530331A3 (en) Axial fan assembly for a vehicle cooling system
RU2016114806A (ru) Рабочее колесо центробежного компрессора с лопатками, имеющими S-образную заднюю кромку
FR3034461A1 (fr) Conduit de veine de decharge d'une turbomachine comprenant une grille vbv a calage variable
MX341606B (es) Metodo para perfilar un alabe de recambio como pieza de recambio para un alabe antiguo para una turbomaquina de flujo axial.
RU2013144762A (ru) Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца
RU2015154050A (ru) Центробежный ротор
RU2017107567A (ru) Лопатка со спойлером
GB201811491D0 (en) Gas turbine engine outlet guide vanes
RU144047U1 (ru) Лопатка регулируемого входного направляющего аппарата

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: 20201207