RU2332579C2 - Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины - Google Patents

Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2332579C2
RU2332579C2 RU2004123223/06A RU2004123223A RU2332579C2 RU 2332579 C2 RU2332579 C2 RU 2332579C2 RU 2004123223/06 A RU2004123223/06 A RU 2004123223/06A RU 2004123223 A RU2004123223 A RU 2004123223A RU 2332579 C2 RU2332579 C2 RU 2332579C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
compressor
combustion chamber
cooling
chamber
Prior art date
Application number
RU2004123223/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2004123223A (ru
Inventor
Лоран ПАЛЬМИЗАНО (FR)
Лоран Пальмизано
Лоран ЯБЛОНСКИ (FR)
Лоран ЯБЛОНСКИ
Original Assignee
Снекма Мотер
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 Снекма Мотер filed Critical Снекма Мотер
Publication of RU2004123223A publication Critical patent/RU2004123223A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2332579C2 publication Critical patent/RU2332579C2/ru

Links

Images

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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
    • 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
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/584—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling or heating the machine
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Способ подачи охлаждающего воздуха в горячие зоны турбореактивного двигателя, содержащего последовательно от входа к выходу компрессор, диффузор, камеру сгорания, направляющий сопловой аппарат и турбину, приводящую в действие указанный компрессор, заключается в том, что отбирают расход воздуха в воздушном потоке, подаваемом компрессором, охлаждаемом в теплообменнике, расположенном радиально снаружи камеры сгорания. Далее этот воздух направляют радиально внутрь через неподвижные лопатки направляющего соплового аппарата и обдувают рабочее колесо турбины. Расход охлаждающего воздуха отбирают в зоне нижней части камеры, окружающей диффузор. Неподвижные лопатки направляющего соплового аппарата обдувают вторым расходом воздуха, отбираемого в нижней части камеры. Изобретение позволяет уменьшить загрязнение теплообменника и повысить эффективность охлаждения направляющего соплового аппарата. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к турбореактивным двигателям и, в частности, касается охлаждения наиболее подверженных высокотемпературному воздействию элементов турбореактивных двигателей.
Благодаря улучшению термодинамического цикла достигнут значительный прогресс в турбореактивных двигателях в отношении снижения потребления топлива и увеличения их удельной мощности.
Указанное усовершенствование получено, в частности, за счет увеличения давления поступающего в камеру сгорания воздуха и увеличения температуры на входе турбины.
Однако увеличение температуры на входе турбины требует интенсивного охлаждения лопаток направляющего соплового аппарата и лопаток первой ступени турбины высокого давления, которая осуществляет привод компрессора высокого давления, причем именно эти лопатки подвергаются воздействию наиболее высоких температур и высокому уровню напряжений. Такое охлаждение обычно осуществляется отбором части потока воздуха под давлением через последнюю ступень компрессора высокого давления и обдувом участков, работающих в условиях высоких температур.
В современных турбореактивных двигателях с высокой степенью сжатия создаваемые компрессором высокие давления, способствующие повышению термодинамического кпд двигателя, сопровождаются значительным повышением температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания. Это повышение температуры на выходе компрессора требует увеличения расхода отбора воздуха, необходимого для охлаждения турбины высокого давления, что ухудшает термодинамический кпд.
Для устранения этого недостатка было предложено охлаждать расход воздуха, отбираемого в теплообменнике, охлаждающей средой которого является свежий воздух, отбираемый во вторичном потоке, или другая среда, топливо или масло.
Патент США 5581996 предусматривает отбор воздуха в проточном тракте диффузора на входе в камеру сгорания. Отбираемый воздух охлаждается в теплообменнике, расположенном радиально снаружи камеры сгорания, затем возвращается внутрь двигателя через лопатки направляющего соплового аппарата, которые, таким образом, охлаждаются, и служит для охлаждения радиально расположенных внутренних участков камеры сгорания и частично лопаток первой ступени турбины.
Данный документ является наиболее близким уровнем техники изобретения, так как предусматривает охлаждение первого рабочего колеса турбины отбором воздуха на выходе из диффузора, который охлаждается в теплообменнике и который после охлаждения протекает через лопатки направляющего соплового аппарата турбины.
Отбор воздуха, осуществляемый в радиально расположенной наружной зоне проточного тракта на выходе из компрессора, связан, однако, с риском загрязнения теплообменника поступающей пылью. Кроме того, охлажденный воздух протекает через лопатки направляющего соплового аппарата турбины и служит для охлаждения стенок этих лопаток. Это приводит к повторному нагреву и уменьшению расхода воздуха, используемого в дальнейшем для охлаждения лопаток турбины.
Задачей изобретения является устранение недостатков, присущих известному решению, и подача расхода более прохладного воздуха для охлаждения рабочих лопаток турбины.
Таким образом, изобретение относится к способу подачи охлаждающего воздуха в горячие зоны турбореактивного двигателя, который последовательно от входа к выходу содержит компрессор, диффузор, камеру сгорания, направляющий сопловой аппарат и турбину, передающую вращение на указанный компрессор, причем согласно этому способу отбирается расход воздуха в воздушном потоке, подаваемом компрессором, который охлаждается в теплообменнике, расположенном радиально снаружи камеры сгорания, затем направляется радиально внутрь через неподвижные лопатки направляющего соплового аппарата и обдувает рабочее колесо турбины.
Способ согласно изобретению отличается тем, что указанный расход воздуха отбирается в зоне нижней части камеры, окружающей диффузор, при этом неподвижные лопатки направляющего соплового аппарата обдуваются вторым расходом воздуха, отбираемого в зоне нижней части камеры.
Таким образом, охлаждающий воздух, отбираемый в зоне нижней части камеры, окружающей диффузор, содержит наименьшее количество частиц, что уменьшает загрязнение теплообменника. Кроме того, так как лопатки направляющего соплового аппарата обдуваются вторым расходом воздуха, отбираемого в зоне нижней части камеры, то охлажденный воздух меньше нагревается при прохождении через направляющий сопловой аппарат и не отбирается в этом месте.
Согласно другому отличительному признаку изобретения под камерой сгорания отводится часть расхода охлажденного воздуха, который проходит через направляющий сопловой аппарат на последнюю ступень компрессора для охлаждения его ячеек.
Такая конструкция позволяет повысить продолжительность службы компрессора высокого давления, в частности, в турбореактивных двигателях военного назначения, которые могут подвергаться очень жестким режимам в течение короткого промежутка времени.
Изобретение относится также к турбореактивному двигателю, который последовательно от входа к выходу содержит компрессор, диффузор, камеру сгорания, направляющий сопловой аппарат и турбину, передающую вращение на указанный компрессор, а также содержит первый контур охлаждения со средствами для отбора воздуха в подаваемом компрессором потоке, теплообменник, расположенный радиально снаружи камеры сгорания и снабженный средствами для направления охлажденного воздуха через неподвижные лопатки направляющего соплового аппарата для обдува рабочего колеса турбины, и отличается тем, что средства отбора отбирают расход воздуха в зоне нижней части камеры, окружающей диффузор, и что указанный турбореактивный двигатель дополнительно содержит второй контур для охлаждения неподвижных лопаток направляющего соплового аппарата, которые отбирают воздух в нижней части камеры.
Предпочтительно, чтобы этот турбореактивный двигатель дополнительно содержал под камерой систему воздухопроводов для подачи части расхода воздуха, который проходит через направляющий сопловой аппарат на последнюю ступень компрессора.
Другие преимущества и отличительные признаки изобретения вытекают из нижеприведенного описания и из прилагаемых чертежей, в числе которых:
фиг.1 представляет собой схематичное изображение фрагмента корпуса высокого давления и камеры сгорания турбореактивного двигателя, содержащего средства охлаждения горячих зон согласно изобретению; и
фиг.2, аналогичная фиг.1, изображает вариант исполнения воздухопровода, перепускающего часть расхода охлажденного воздуха на последнюю ступень компрессора высокого давления.
Чертежи показывают фрагмент корпуса высокого давления турбореактивного двигателя с осью Х, содержащий на входе в кольцевую камеру сгорания 2 ротор компрессора 3 с представленной лишь последней ступенью, которому сообщается вращательное движение через вал 4 от ротора турбины 5 с представленным лишь первым рабочим колесом.
Как общепринято, последняя ступень ротора компрессора 3 содержит венец подвижных лопаток 6, который нагнетает первичный поток F1 воздуха, циркулирующий в кольцевом канале, и расположен перед неподвижным венцом спрямляющих лопаток 7, направляющим через диффузор 8 первичный поток F1 в камеру сгорания 2.
Кольцевая камера сгорания 2 ограничена в радиальном направлении внутренней стенкой 9, расположенной радиально снаружи внутреннего кожуха 10, и радиально наружной стенкой 11, расположенной радиально внутри наружного кожуха 12.
Стенки 9 и 11 соединяют соответственно внутренний кожух 10 и наружный кожух 12 на входе в направляющий сопловой аппарат 13, включающий множество спрямляющих лопаток 14, которые направляют поток на подвижные лопатки 15 первого рабочего колеса 16 ротора 5 турбины.
Часть воздушного потока F1, подаваемого через диффузор 8, служит для сжигания топлива, подаваемого в камеру сгорания 2 (не показанными на фиг.1) инжекторами. Другая часть этого воздуха обтекает стенки 9 и 11 камеры сгорания 2 и служит для охлаждения этих стенок, подверженных воздействию высоких температур, и кожухов 10 и 12, перед тем как она поступает в камеру 2 через дилюционные отверстия, или служит для охлаждения статоров и роторов турбины.
Назначение диффузора 8 состоит в уменьшении скорости истечения первичного потока F1 и в увеличении его давления на входе в камеру сгорания 2.
Отбор воздуха F2 согласно изобретению осуществляется в нижней части камеры в зоне 20, окружающей диффузор 8. Расход F2 направляется радиально снаружи, по меньшей мере, по одному каналу 21, протекает через теплообменник 22 и возвращается радиально внутрь двигателя по каналам 23, предусмотренным в лопатках 14 направляющего соплового аппарата 13, и попадает в проход 24, расположенный под направляющим сопловым аппаратом 13, откуда часть расхода воздуха F2 направляется в инжекторы 25, размещенные напротив отверстий 26, предусмотренных в переднем кольце 27 первого рабочего колеса 16 турбины, для охлаждения этого колеса 16, в частности лопаток 15 этого колеса.
Другая часть расхода F2, подаваемая в проход 24, может служить для охлаждения других элементов под камерой 2, в частности, ячейки последней ступени компрессора высокого давления 3.
С этой целью неподвижный воздухопровод 30 соединяет проход 24 с зоной 31, отделяющей диск последней ступени компрессора 3 и внутренний кожух 33, несущий спрямляющие лопатки 7. Этот воздухопровод 30 может быть выполнен кольцевым, с оборотом вокруг оси Х, и ограниченным радиально снаружи внутренним кожухом 10 и радиально изнутри обечайкой 34, как это показано на фиг.2. Он может быть выполнен также в виде множества каналов, простирающихся в направлении входа и распределенных вокруг оси Х.
Согласно другому отличительному признаку изобретения, показанному на фиг.1, лопатки 14 направляющего соплового аппарата 13 охлаждаются вторым контуром охлаждения 40, который отбирает расход воздуха F3 в выходной зоне полости, отделяющей наружную стенку 11 и наружный кожух 12, причем этот расход воздуха F3 протекает по каналам 41, предусмотренным в стенке спрямляющих лопаток 14 и отделенным от каналов 23, и выходит через отверстия на наружные поверхности лопаток 14, а именно на передние кромки и на задние кромки.
Благодаря такой конструкции из потока F2 не производится какой-либо отбор воздуха для охлаждения лопаток 14 направляющего соплового аппарата 13, который охлаждается в основном потоком F3, и поток F2 подвергается меньшему нагреву при прохождении через лопатки 14.
Используемой в теплообменнике 22 охлаждающей средой может быть воздух, отбираемый во вторичном контуре турбореактивного двигателя при помощи воздухозаборника. Может быть также использован воздух контроля зазора турбины или масло задней полости как источник холода и, отчасти, топливо, поступающее в камеру сгорания 2.
В том случае, когда источник холода теплообменника 22 отбирается во вторичном контуре двухвального турбореактивного двигателя, оборудованного вентилятором, расход воздуха может регулироваться на этапах полета, когда теплообменник больше не нужен, например в крейсерском режиме.
Система воздушного охлаждения согласно настоящему изобретению предназначена, в частности, для турбореактивных двигателей с высокой степенью повышения давления. Она применима также к двухвальным двухконтурным турбореактивным двигателям гражданского назначения, оборудованным вентиляторами с высокой степенью двухконтурности, в которых давление воздуха, подаваемое в камеру сгорания 2, может достигать 30 бар во время фазы взлета. В этих турбореактивных двигателях температура сжатого воздуха может достигать 700°C, и охлаждение воздуха, отбираемого при этой температуре, необходимо в течение всей критической фазы взлета. В крейсерском режиме температура сжатого воздуха снижается примерно до 300°C, и охлаждение воздуха, отбираемого из теплообменника 22, больше не является необходимым, что улучшает общий кпд двигателя в этом режиме.

Claims (4)

1. Способ подачи охлаждающего воздуха в горячие зоны турбореактивного двигателя, содержащего последовательно от входа к выходу компрессор (3), диффузор (8), камеру сгорания (2), направляющий сопловой аппарат (13) и турбину (5), приводящую в действие указанный компрессор (3), согласно которому отбирают расход воздуха (F2) в воздушном потоке (F1), подаваемом компрессором (3), охлаждаемом в теплообменнике (22), расположенном радиально снаружи камеры сгорания (2), направляют его радиально внутрь через неподвижные лопатки (14) направляющего соплового аппарата (13) и обдувают рабочее колесо (16) турбины (5), отличающийся тем, что расход охлаждающего воздуха (F2) отбирают в зоне (20) нижней части камеры, окружающей диффузор (8), причем неподвижные лопатки (14) направляющего соплового аппарата (13) обдувают вторым расходом воздуха (F3), отбираемого в нижней части камеры.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что под камерой сгорания (2) отводят часть расхода воздуха (F2), который проходит через направляющий сопловой аппарат (13) в направлении последней ступени компрессора (3) для охлаждения его ячейки.
3. Турбореактивный двигатель, содержащий последовательно от входа к выходу компрессор (3), диффузор (8), камеру сгорания (2), направляющий сопловой аппарат (13) и турбину (5), приводящую в действие указанный компрессор (3), а также содержащий первый контур охлаждения со средствами для отбора воздуха в потоке (F1), подаваемом компрессором (3), теплообменник (22), расположенный радиально снаружи камеры сгорания (2), и средства для направления охлажденного воздуха через неподвижные лопатки (14) направляющего соплового аппарата (13) для обдува рабочего колеса (16) турбины (5), отличающийся тем, что средства отбора отбирают расход воздуха (F2) в зоне (20) нижней части камеры, окружающей диффузор (8), причем турбореактивный двигатель дополнительно содержит второй контур (40) для охлаждения неподвижных лопаток (14) направляющего соплового аппарата (13), которые отбирают воздух в нижней части камеры.
4. Турбореактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что под камерой (2) дополнительно предусмотрена система воздухопроводов (30) для подачи части расхода воздуха (F2), который проходит через направляющий сопловой аппарат (13) в направлении последней ступени компрессора (3).
RU2004123223/06A 2003-07-28 2004-07-27 Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины RU2332579C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309219 2003-07-28
FR0309219A FR2858358B1 (fr) 2003-07-28 2003-07-28 Procede de refroidissement, par air refroidi en partie dans un echangeur externe, des parties chaudes d'un turboreacteur, et turboreacteur ainsi refroidi

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004123223A RU2004123223A (ru) 2006-01-27
RU2332579C2 true RU2332579C2 (ru) 2008-08-27

Family

ID=33523003

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004123223/06A RU2332579C2 (ru) 2003-07-28 2004-07-27 Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7000404B2 (ru)
EP (1) EP1503061B1 (ru)
CA (1) CA2475404C (ru)
DE (1) DE602004000527T2 (ru)
ES (1) ES2262102T3 (ru)
FR (1) FR2858358B1 (ru)
RU (1) RU2332579C2 (ru)
UA (1) UA80962C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2738523C1 (ru) * 2020-03-24 2020-12-14 Николай Борисович Болотин Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации

Families Citing this family (62)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2864996B1 (fr) * 2004-01-13 2006-03-10 Snecma Moteurs Systeme de refroidissement de parties chaudes d'un moteur d'aeronef, et moteur d'aeronef equipe d'un tel systeme de refroidissement
US7269955B2 (en) * 2004-08-25 2007-09-18 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
US7987660B2 (en) * 2005-06-10 2011-08-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine, method of controlling air supply and computer program product for controlling air supply
US7568343B2 (en) * 2005-09-12 2009-08-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Small gas turbine engine with multiple burn zones
US20070151257A1 (en) * 2006-01-05 2007-07-05 Maier Mark S Method and apparatus for enabling engine turn down
US7669425B2 (en) * 2006-10-25 2010-03-02 Siemens Energy, Inc. Closed loop turbine cooling fluid reuse system for a turbine engine
US7870742B2 (en) 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Interstage cooled turbine engine
US7870743B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Compound nozzle cooled engine
US7926289B2 (en) 2006-11-10 2011-04-19 General Electric Company Dual interstage cooled engine
US7823389B2 (en) * 2006-11-15 2010-11-02 General Electric Company Compound clearance control engine
EP1923574B1 (de) * 2006-11-20 2014-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Verdichter, Turbinenanlage und Verfahren zum Zuführen von Heissluft
US8495883B2 (en) * 2007-04-05 2013-07-30 Siemens Energy, Inc. Cooling of turbine components using combustor shell air
US8015826B2 (en) * 2007-04-05 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Engine brake for part load CO reduction
US8438835B2 (en) * 2007-07-30 2013-05-14 General Electric Company Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines
US8516791B2 (en) * 2007-07-30 2013-08-27 General Electric Company Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines
GB0818047D0 (en) * 2008-10-03 2008-11-05 Rolls Royce Plc Turbine cooling system
JP2012516980A (ja) 2009-02-04 2012-07-26 パーデュ リサーチ ファンデーション 金属水素化物格納システムのための熱交換器
US8636836B2 (en) 2009-02-04 2014-01-28 Purdue Research Foundation Finned heat exchangers for metal hydride storage systems
GB2468346B (en) * 2009-03-06 2011-06-22 Rolls Royce Plc Cooling system for an aero gas turbine engine
US8281601B2 (en) * 2009-03-20 2012-10-09 General Electric Company Systems and methods for reintroducing gas turbine combustion bypass flow
FR2954466B1 (fr) * 2009-12-18 2014-08-08 Snecma Echangeur thermique pour pile a combustible chaude
US8910465B2 (en) 2009-12-31 2014-12-16 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and heat exchange system
US8256229B2 (en) * 2010-04-09 2012-09-04 United Technologies Corporation Rear hub cooling for high pressure compressor
US8266888B2 (en) 2010-06-24 2012-09-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooler in nacelle with radial coolant
US8869538B2 (en) 2010-12-24 2014-10-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine flow path member
US8910485B2 (en) * 2011-04-15 2014-12-16 General Electric Company Stoichiometric exhaust gas recirculation combustor with extraction port for cooling air
EP2562369B1 (de) * 2011-08-22 2015-01-14 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens
US9038398B2 (en) 2012-02-27 2015-05-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer cooling system
US9435259B2 (en) * 2012-02-27 2016-09-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine cooling system
US9347374B2 (en) 2012-02-27 2016-05-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer cooling system
US9157325B2 (en) * 2012-02-27 2015-10-13 United Technologies Corporation Buffer cooling system providing gas turbine engine architecture cooling
US9085983B2 (en) 2012-03-29 2015-07-21 General Electric Company Apparatus and method for purging a gas turbine rotor
US10151243B2 (en) 2013-02-23 2018-12-11 Rolls-Royce Corporation Cooled cooling air taken directly from combustor dome
RU2514818C1 (ru) * 2013-02-27 2014-05-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Охлаждаемая турбина
WO2014133659A1 (en) 2013-03-01 2014-09-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. High pressure compressor thermal management and method of assembly and cooling
US10247098B2 (en) 2013-05-10 2019-04-02 United Technologies Corporation Diffuser case strut for a turbine engine
US9429072B2 (en) 2013-05-22 2016-08-30 General Electric Company Return fluid air cooler system for turbine cooling with optional power extraction
US9422063B2 (en) * 2013-05-31 2016-08-23 General Electric Company Cooled cooling air system for a gas turbine
US9512780B2 (en) * 2013-07-31 2016-12-06 General Electric Company Heat transfer assembly and methods of assembling the same
DE102013217504A1 (de) 2013-09-03 2015-03-05 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
DE102013220844B4 (de) * 2013-10-15 2019-03-21 MTU Aero Engines AG Verdichter und Gasturbine mit einem derartigen Verdichter
US20150159555A1 (en) * 2013-12-10 2015-06-11 Chad W. Heinrich Internal heating using turbine air supply
US10253632B2 (en) 2013-12-30 2019-04-09 United Technologies Corporation Compressor rim thermal management
US20170328231A1 (en) * 2014-05-09 2017-11-16 United Technologies Corporation Turbine clearance control system and method for improved variable cycle gas turbine engine fuel burn
US10125686B2 (en) 2014-12-05 2018-11-13 General Electric Company Turbine engine assembly and method of manufacturing
US20160237903A1 (en) * 2015-02-13 2016-08-18 United Technologies Corporation High Pressure Compressor Rotor Thermal Conditioning Using Conditioned Compressor Air
US10208668B2 (en) * 2015-09-30 2019-02-19 Rolls-Royce Corporation Turbine engine advanced cooling system
US9945562B2 (en) * 2015-12-22 2018-04-17 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US9989260B2 (en) * 2015-12-22 2018-06-05 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US9995221B2 (en) * 2015-12-22 2018-06-12 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US20170184027A1 (en) * 2015-12-29 2017-06-29 General Electric Company Method and system for compressor and turbine cooling
FR3054606B1 (fr) 2016-07-29 2020-04-17 Safran Aircraft Engines Turbine comprenant un systeme de ventilation entre rotor et stator
US10676205B2 (en) 2016-08-19 2020-06-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US11105340B2 (en) 2016-08-19 2021-08-31 General Electric Company Thermal management system for an electric propulsion engine
US10800539B2 (en) * 2016-08-19 2020-10-13 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US10436115B2 (en) * 2016-08-22 2019-10-08 United Technologies Corporation Heat exchanger for gas turbine engine with support damper mounting
RU2639443C1 (ru) * 2017-01-24 2017-12-21 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя
US20180291760A1 (en) * 2017-04-11 2018-10-11 United Technologies Corporation Cooling air chamber for blade outer air seal
EP3450722B1 (en) 2017-08-31 2024-02-14 General Electric Company Air delivery system for a gas turbine engine
US11156128B2 (en) 2018-08-22 2021-10-26 General Electric Company Embedded electric machine
FR3096444B1 (fr) * 2019-05-20 2021-05-07 Safran Systeme d’echange de chaleur optimise
US11808178B2 (en) * 2019-08-05 2023-11-07 Rtx Corporation Tangential onboard injector inlet extender

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4120150A (en) * 1977-05-17 1978-10-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Compact fuel-to-air heat exchanger for jet engine application
US4254618A (en) * 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
US5619855A (en) * 1995-06-07 1997-04-15 General Electric Company High inlet mach combustor for gas turbine engine
US5581996A (en) * 1995-08-16 1996-12-10 General Electric Company Method and apparatus for turbine cooling
US5918458A (en) * 1997-02-14 1999-07-06 General Electric Company System and method of providing clean filtered cooling air to a hot portion of a gas turbine engine
US6065282A (en) * 1997-10-29 2000-05-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. System for cooling blades in a gas turbine
US6672072B1 (en) * 1998-08-17 2004-01-06 General Electric Company Pressure boosted compressor cooling system
US6250061B1 (en) * 1999-03-02 2001-06-26 General Electric Company Compressor system and methods for reducing cooling airflow
US6295803B1 (en) * 1999-10-28 2001-10-02 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine cooling system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2738523C1 (ru) * 2020-03-24 2020-12-14 Николай Борисович Болотин Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации

Also Published As

Publication number Publication date
EP1503061A1 (fr) 2005-02-02
US7000404B2 (en) 2006-02-21
UA80962C2 (ru) 2007-11-26
CA2475404C (fr) 2011-09-13
EP1503061B1 (fr) 2006-03-22
DE602004000527D1 (de) 2006-05-11
RU2004123223A (ru) 2006-01-27
DE602004000527T2 (de) 2007-04-05
CA2475404A1 (fr) 2005-01-28
FR2858358B1 (fr) 2005-09-23
US20050022535A1 (en) 2005-02-03
FR2858358A1 (fr) 2005-02-04
ES2262102T3 (es) 2006-11-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2332579C2 (ru) Теплообменник для контура воздушного охлаждения турбины
US6250061B1 (en) Compressor system and methods for reducing cooling airflow
RU2303149C2 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты) и способ охлаждения размещенных внутри него деталей
RU2447302C2 (ru) Двигатель с компаундным охлаждением турбины
US7823389B2 (en) Compound clearance control engine
RU2453710C2 (ru) Газотурбинный двигатель, а также способ охлаждения сопловых лопаток
CA2949678A1 (en) Intercooling system and method for a gas turbine engine
US7040097B2 (en) Gas turbine and associated cooling method
GB2270118A (en) System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein.
WO1995030069A1 (en) Airfoil with dual source cooling
US6089010A (en) System for compensating for a pressure loss in the cooling-air ducting in a gas turbine plant
RU2459967C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель
US6702547B2 (en) Gas turbine
GB2251031A (en) Cooling air pick up for gas turbine engine
RU2707105C2 (ru) Турбореактивный двухконтурный двигатель
KR101204226B1 (ko) 내연기관용 배기가스 터보 과급기
RU2311549C2 (ru) Турбореактивный двигатель с обтекателем статора во внутренней полости
US20130302143A1 (en) Cooling device for a jet engine
WO2017003455A1 (en) Turbine stator vane cooling circuit with flow stream separation
EP3653839A1 (en) Turbine aerofoil
RU2238418C2 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель
JP2001193481A (ja) ガスタービン及びその熱回収方法
GB2064008A (en) A Cooling System for a Gas Turbine Engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner