RU2411389C2 - Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем - Google Patents

Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем Download PDF

Info

Publication number
RU2411389C2
RU2411389C2 RU2008133990/06A RU2008133990A RU2411389C2 RU 2411389 C2 RU2411389 C2 RU 2411389C2 RU 2008133990/06 A RU2008133990/06 A RU 2008133990/06A RU 2008133990 A RU2008133990 A RU 2008133990A RU 2411389 C2 RU2411389 C2 RU 2411389C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooler
hot air
flow
cold
rear part
Prior art date
Application number
RU2008133990/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008133990A (ru
Inventor
Ален ПОРТ (FR)
Ален ПОРТ
Дамьен ПРА (FR)
Дамьен ПРА
Original Assignee
Эрбюс Франс
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 Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс
Publication of RU2008133990A publication Critical patent/RU2008133990A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2411389C2 publication Critical patent/RU2411389C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • 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
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • 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
    • F02K3/06—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 with front fan
    • 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
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/105—Heating the by-pass flow
    • F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
    • 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
    • F05D2260/208—Heat transfer, e.g. cooling using heat pipes
    • 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

Двухконтурный газотурбинный двигатель для воздушного судна содержит полую гондолу с продольной осью, снабженную спереди впуском для воздуха, а сзади - выпуском для воздуха, центральный генератор горячего потока, расположенный в осевом направлении в гондоле, вентилятор и предварительный охладитель. Вентилятор расположен в осевом направлении в гондоле перед центральным генератором и выполнен с возможностью генерирования холодного потока для газотурбинного двигателя. Внутри гондолы расположен наружный обтекатель, а внутренний обтекатель окружает центральный генератор. Наружный и внутренний обтекатели ограничивают между ними канал вентилятора кольцевого поперечного сечения для холодного потока. Внутренний обтекатель с центральным генератором ограничивают промежуточную камеру кольцевого поперечного сечения, окружающую центральный генератор и используемую для циркуляции потока холодного воздуха, посредством которого можно регулировать температуру центрального генератора. Предварительный охладитель содержит впуск для потока горячего воздуха, отбираемого из центрального генератора, и выпуск для потока горячего воздуха, охлаждаемого с использованием холодного потока. Предварительный охладитель расположен внутри, по меньшей мере, участка задней части внутреннего обтекателя с той же стороны, что и промежуточная камера, и вокруг продольной оси. Предварительный охладитель находится в тепловом контакте с задней частью внутреннего обтекателя так, чтобы он охлаждался холодным потоком, выдуваемым на заднюю часть внутреннего обтекателя. Изобретение направлено на снижение аэродинамических возмущений в канале вентилятора и позволяет осуществлять прямое использование холодного воздуха, отбираемого из канала вентилятора и выдуваемого на заднюю часть внутреннего обтекателя. 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, снабженному предварительным охладителем.
Известно, что на борту воздушного судна необходимо иметь горячий воздух, посредством которого можно выполнять определенные функции, например, кондиционирование воздуха в кабине экипажа и пассажирском салоне или борьбу с обледенением определенных частей воздушного судна.
Известно также, что этот горячий воздух отбирают из газотурбинных двигателей воздушного судна и что его необходимо охладить в значительной степени до того, как его можно будет использовать. Для выполнения этой задачи предусмотрен теплообменник, в общем, известный как предварительный охладитель, в котором горячий воздух, отбираемый из центрального генератора турбореактивного двигателя, охлаждают, используя холодный воздух, отбираемый из канала вентилятора, т.е. из холодного потока газотурбинного двигателя, таким образом прерывая корректное действие этого двигателя. Кроме того, упомянутый предварительный охладитель, по существу, размещен в упомянутом канале вентилятора, и это добавляет аэродинамические возмущения к прерыванию, вызываемому отводом холодного воздуха.
Кроме того, холодный воздух, отбираемый из холодного потока газотурбинного двигателя и используемый для охлаждения горячего потока, отбираемого из центрального генератора, приводит к усилению потока нагретого холодного воздуха, который необходимо выпускать наружу из газотурбинного двигателя, таким образом увеличивая тягу воздушного судна.
Целью настоящего изобретения является устранение недостатков уровня техники.
Для этого согласно настоящему изобретению предложен двухконтурный газотурбинный двигатель воздушного судна, содержащий:
- полую гондолу с продольной осью, снабженную спереди впуском для воздуха и сзади - выпуском для воздуха;
- центральный генератор горячего потока, расположенный в осевом направлении в гондоле;
- вентилятор, расположенный в осевом направлении в гондоле перед центральным генератором и выполненный с возможностью генерирования холодного потока для газотурбинного двигателя;
- наружный обтекатель, расположенный внутри гондолы, и внутренний обтекатель, окружающий центральный генератор, при этом наружный и внутренний обтекатели ограничивают между ними канал вентилятора, имеющий кольцевое поперечное сечение для холодного потока; и
- предварительный охладитель, содержащий впуск для потока горячего воздуха, отбираемого из центрального генератора, и выпуск для потока горячего воздуха, охлаждаемого с использованием холодного потока;
при этом предварительный охладитель расположен внутри, по меньшей мере, участка задней части внутреннего обтекателя вокруг продольной оси и находится в тепловом контакте с задней частью внутреннего обтекателя, чтобы он охлаждался холодным потоком, выдуваемым на заднюю часть внутреннего обтекателя.
Таким образом, с помощью настоящего изобретения можно исключить аэродинамические возмущения в канале вентилятора, которые могут быть отнесены на счет предварительного охладителя, так как предварительный охладитель теперь размещен в задней части внутреннего обтекателя. Кроме того, исключаются недостатки, которые могут быть отнесены на счет отвода воздуха от холодного потока и выпуска нагретого холодного воздуха, так как с помощью предварительного охладителя можно, без отвода или выпуска, осуществлять прямое использование холодного потока, отбираемого из канала вентилятора и выдуваемого на заднюю часть внутреннего обтекателя.
Таким образом, исключаются недостатки, имеющиеся в уровне техники.
Предпочтительно для обеспечения удовлетворительного пространства для теплообмена между горячим воздухом, проходящим через предварительный охладитель, и холодным потоком, выдуваемым на него, предусмотрено, чтобы предварительный охладитель имел кольцевое поперечное сечение и проходил по всей внутренней периферии задней части внутреннего обтекателя.
Известно, что в некоторых газотурбинных двигателях внутренний обтекатель и центральный генератор ограничивают между ними промежуточную камеру с кольцевым поперечным сечением, окружающую центральный генератор, при этом промежуточную камеру используют для циркуляции потока холодного воздуха, посредством которого можно регулировать температуру центрального генератора. В данном случае вариант осуществления настоящего изобретения особенно предпочтителен, так как предварительный охладитель расположен с той же стороны, что и промежуточная камера.
В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения внутренний обтекатель, по меньшей мере, в его задней части, содержит двойную стенку, т.е. содержит внутреннюю стенку и наружную стенку, которые отделены друг от друга пространством в виде кольцевого зазора, а предварительный охладитель расположен в пространстве.
Для этого предварительный охладитель может содержать:
- распределительную трубу, соединенную с впуском для потока горячего воздуха и выполненную с возможностью распределения горячего воздуха, по меньшей мере, приблизительно вдоль всей длины (параллельно продольной оси гондолы) кольцевого пространства; и
- собирающую трубу, соединенную с выпуском для потока охлажденного горячего воздуха и выполненную с возможностью сбора охлажденного горячего воздуха, по меньшей мере, приблизительно вдоль всей длины кольцевого пространства.
Предпочтительно между распределительной трубой и собирающей трубой (трубы расположены около внутренней периферии задней части внутреннего обтекателя так, чтобы оптимизировать охлаждение горячего воздуха), предварительный охладитель содержит множество криволинейных каналов для направления горячего воздуха, и каналы расположены перпендикулярно продольной оси гондолы и распределены по длине кольцевого пространства.
Такие каналы предпочтительно образованы каркасом, который усиливает внутренний обтекатель, прикрепленный к его внутренней и наружной стенкам.
Предпочтительно для обеспечения еще более тонкого и более легкого регулирования температуры охлажденного горячего воздуха предусмотрен канал, предпочтительно снабженный регулировочным клапаном, установленный параллельно предварительному охладителю и соединяющий его впуск для горячего воздуха с его выпуском для охлажденного горячего воздуха.
Прилагаемые чертежи способствуют облегчению понимания принципов осуществления настоящего изобретения. На чертежах одинаковыми ссылочными позициями обозначены одинаковые элементы.
Фиг.1 представляет собой схематичный осевой разрез известного двухконтурного газотурбинного двигателя.
Фиг.2 и 3 представляют собой две альтернативные формы газотурбинного двигателя (разрезы, подобные изображенному на фиг.1), выполненные согласно настоящему изобретению.
Фиг.4 представляет собой схематичный продольный половинный разрез внутреннего обтекателя, окружающего горячий поток газотурбинных двигателей, показанных на фиг.2 и 3.
Фиг.5 и 6 представляют собой вид конструкции обтекателя (в увеличенном масштабе), показанного на фиг.4.
Фиг.7 представляет собой внешний вид в перспективе сзади внутреннего обтекателя.
Фиг.8 представляет собой внешний вид спереди внутреннего обтекателя.
Фиг.9 и 10 представляют собой частичные поперечные разрезы IX-IX и X-X на фиг.7 соответственно.
Двухконтурный газотурбинный двигатель, показанный на фиг.1, 2 и 3, содержит полую гондолу 1 с продольной осью L-L, снабженную спереди впуском 2 для воздуха и сзади - выпуском 3 для воздуха. Внутри полой гондолы 1 расположен обтекатель 4, предпочтительно, по меньшей мере, частично покрытый покрытием 5, вызывающим затухание звуковых колебаний, предназначенным для снижения уровня внутреннего шума газотурбинного двигателя.
Внутри полой гондолы 1 расположены:
- центральный генератор 6 горячего потока, содержащий, известным образом, компрессоры низкого давления и высокого давления, камеру сгорания и турбины низкого давления и высокого давления, посредством которых генерируют осевой горячий поток 7 газотурбинного двигателя;
- вентилятор 8, расположенный в осевом направлении перед центральным генератором 6 и генерирующий кольцевой холодный поток 9 газотурбинного двигателя; и
- внутренний обтекатель 10, окружающий центральный генератор 6 и образующий между ними и корпусом 11 генератора промежуточную камеру 12 кольцевого поперечного сечения, окружающую генератор, при этом задняя часть 10R обтекателя образует наружную стенку реактивного сопла 16 для горячего потока 7.
Между внутренним обтекателем 10 и обтекателем 4, внешним по отношению к первому, образован канал 13 вентилятора кольцевого поперечного сечения, окружающий центральный генератор 6 и через который проходит холодный поток 9.
Между внутренним обтекателем 10 и центральным генератором 6 расположены: спереди кольцевая воздухозаборная щель 14, сзади - кольцевая щель 15 для выпуска воздуха. Таким образом, через промежуточную камеру 12 может проходить поток f холодного воздуха, отбираемый из холодного потока 9 перед щелью 14 и отбираемый у границы между горячим потоком 7 и холодным потоком 9 у задней щели 15, причем этот поток f холодного воздуха используют для регулирования температуры центрального генератора 6.
Кроме того, гондолу 1 обычным образом поддерживают с помощью крыла 17 воздушного судна (это крыло показано частично) посредством подвесного пилона 18.
В известном газотурбинном двигателе, показанном на фиг.1, имеющийся предварительный охладитель 19 расположен в верхней части канала 13 вентилятора в холодном потоке 9. В этот предварительный охладитель 19 подают поток горячего воздуха 20 из центрального генератора 6 по каналу 21, в котором установлен клапан 22 для регулирования потока горячего воздуха. Охлажденный горячий воздух 23, получаемый посредством предварительного охладителя 19, направляют в оборудование потребителя (не показано) по каналу 24, который проходит через подвесной пилон 18 и который может быть оснащен регулировочным клапаном 25.
Таким образом, в данном известном решении некоторое количество холодного воздуха выпускают в предварительный охладитель 19 для охлаждения потока горячего воздуха 20 и получения потока 23 охлажденного горячего воздуха, и это также является результатом действия предварительного охладителя, посредством которого образуют поток нагретого холодного воздуха (не показан), соответствующего упомянутой отбираемой части холодного потока. Этот поток нагретого холодного воздуха выпускают наружу любым известным способом (не показано на фиг.1), и, в общем, это вызывает увеличение тяги.
Таким образом, легко понять, что наличие предварительного охладителя 19 в канале 13 вентилятора, отбирание некоторого количества холодного воздуха 9 и выпуск нагретого холодного воздуха являются вредными явлениями при работе известного газотурбинного двигателя, показанного на фиг.1.
В гондоле 1.1 согласно настоящему изобретению, показанной на фиг.2, представлены все элементы 2-18 и 20-25, описанные со ссылками на фиг.1. В этой гондоле 1.1 исключен предварительный охладитель 19, который заменен на предварительный охладитель 30, содержащий впуск 31, соединенный с каналом 21 для подачи потока 20 горячего воздуха, и выпуск 32, соединенный с каналом 24, по которому отводят охлажденный горячий воздух 23.
Предварительный охладитель 30 имеет кольцевое поперечное сечение, и он расположен внутри задней части 10R внутреннего обтекателя 10 с той же стороны, что и промежуточная камера 12, и проходит по всей внутренней периферии задней части. Он расположен соосно оси L-L и находится в тепловом контакте с задней частью 10R. Так как эта задняя часть находится в контакте с холодным потоком 9, выходящим из канала 13 вентилятора, предварительный охладитель 30 охлаждается холодным потоком 9 без необходимости отбирания каким-либо способом некоторого количества воздуха или выпуска охлажденного горячего воздуха.
На фиг.3, на которой показаны все элементы, представленные на фиг.2, дополнительно показано наличие в гондоле 1.2 согласно настоящему изобретению перепускного канала 33, установленного параллельно предварительному охладителю 30, соединяющего его впуск 31 и выпуск 32 и снабженного клапаном 34.
Таким образом, если необходимо, горячий воздух можно направлять прямо от впуска 31 к выпуску 32, посредством чего обходить предварительный охладитель 30.
Примерный вариант выполнения предварительного охладителя 30, который показан на фиг.4-10, конструктивно встроен в заднюю часть 10R внутреннего обтекателя 10.
На фиг.4-6 показано, что задняя часть 10R содержит внутреннюю стенку 35 и наружную стенку 36, расположенные параллельно и на расстоянии 37 друг от друга с образованием кольцевого зазора между ними. В этом пространстве расположен каркас 38 (фиг.5) или 39 (фиг.6), прикрепленный к внутренней и наружной стенкам 35 и 36, посредством которого образованы отдельные криволинейные каналы 40, с помощью которых разделено пространство 37. Каналы 40 расположены перпендикулярно оси L-L гондолы и распределены вдоль задней части 10R.
Кроме того, предварительный охладитель 30 содержит (фиг.7):
- распределительную трубу 41, присоединенную со впуском 31 для горячего воздуха и выполненную с возможностью распределения горячего воздуха (стрелки 42) внутри пространства 37 (и, таким образом, по каналам 40) вдоль всей задней части 10R в поперечном ее направлении; и
- собирающую трубу 43, соединенную с выпуском 32 для охлажденного горячего воздуха и выполненную с возможностью сбора воздуха (стрелки 44), проходящего через пространство 37 по каналам 40, вдоль длины задней части 10R.
Как показано на фиг.7-10, поперечное сечение трубопроводов 41 и 43 уменьшается спереди назад, тогда как обратное справедливо по отношению к распределительным отверстиям 45 и собирающим отверстиям 46, с которыми они соответственно выполнены.

Claims (8)

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель для воздушного судна, содержащий полую гондолу (1) с продольной осью (L-L), снабженную спереди впуском (2) для воздуха, а сзади - выпуском (3) для воздуха, центральный генератор (6) горячего потока, расположенный в осевом направлении в гондоле (1), вентилятор (8), расположенный в осевом направлении в гондоле (1) перед центральным генератором (6) и выполненный с возможностью генерирования холодного потока (9) для газотурбинного двигателя, наружный обтекатель (4), расположенный внутри гондолы (1), и внутренний обтекатель (10), окружающий центральный генератор (6), причем наружный и внутренний обтекатели ограничивают между ними канал (13) вентилятора кольцевого поперечного сечения для холодного потока (9), и внутренний обтекатель (10) с центральным генератором (6) ограничивают промежуточную камеру (12) кольцевого поперечного сечения, окружающую центральный генератор и используемую для циркуляции потока холодного воздуха, посредством которого можно регулировать температуру центрального генератора, и предварительный охладитель, содержащий впуск для потока горячего воздуха (20), отбираемого из центрального генератора (6), и выпуск для потока горячего воздуха, охлаждаемого с использованием холодного потока (9), отличающийся тем, что предварительный охладитель (30) расположен внутри, по меньшей мере, участка задней части (10R) внутреннего обтекателя (10) с той же стороны, что и промежуточная камера (12), и вокруг продольной оси (L-L), причем предварительный охладитель (30) находится в тепловом контакте с задней частью (10R) внутреннего обтекателя (10) так, чтобы он охлаждался холодным потоком (9), выдуваемым на заднюю часть (10R) внутреннего обтекателя (10).
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что предварительный охладитель (30) имеет кольцевое поперечное сечение и проходит по всей периферии задней части (10R) внутреннего обтекателя (10).
3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что, по меньшей мере, в его задней части (10R) внутренний обтекатель (10) содержит внутреннюю стенку (35) и наружную стенку (36), расположенные параллельно и отделенные друг от друга пространством (37) в виде кольцевого зазора, а предварительный охладитель (30) расположен в пространстве (37).
4. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что он содержит распределительную трубу (41), соединенную с впуском (31) для потока горячего воздуха (20) и выполненную с возможностью распределения горячего воздуха, по меньшей мере, приблизительно по всей длине кольцевого пространства (37), и собирающую трубу (43), соединенную с выпуском (32) для потока охлажденного горячего воздуха (23) и выполненную с возможностью сбора охлажденного горячего воздуха, по меньшей мере, приблизительно по всей длине кольцевого пространства (37).
5. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что между распределительной трубой (41) и собирающей трубой (43) предварительный охладитель (30) содержит множество криволинейных каналов (40) для направления горячего воздуха, при этом каналы расположены перпендикулярно продольной оси (L-L) гондолы и распределены по длине кольцевого пространства (37).
6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что каналы (40) образованы каркасом (38, 39), усиливающим заднюю часть (10R) внутреннего обтекателя (10) и прикрепленным к внутренней (35) и наружной (36) стенкам.
7. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что он содержит перепускной канал (33), установленный параллельно предварительному охладителю (30) и соединяющий впуск (31) для потока горячего воздуха (20) и выпуск (32) для потока охлажденного горячего воздуха (23).
8. Двигатель по п.7, отличающийся тем, что перепускной канал (33) снабжен регулировочным клапаном (34).
RU2008133990/06A 2006-01-19 2007-01-18 Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем RU2411389C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0600472A FR2896275B1 (fr) 2006-01-19 2006-01-19 Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur.
FR0600472 2006-01-19

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008133990A RU2008133990A (ru) 2010-02-27
RU2411389C2 true RU2411389C2 (ru) 2011-02-10

Family

ID=37106239

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008133990/06A RU2411389C2 (ru) 2006-01-19 2007-01-18 Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8141337B2 (ru)
EP (1) EP1973778B1 (ru)
JP (1) JP4972652B2 (ru)
CN (1) CN101374722B (ru)
BR (1) BRPI0706872A2 (ru)
CA (1) CA2631849C (ru)
FR (1) FR2896275B1 (ru)
RU (1) RU2411389C2 (ru)
WO (1) WO2007083026A1 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8826641B2 (en) * 2008-01-28 2014-09-09 United Technologies Corporation Thermal management system integrated pylon
US8757960B2 (en) 2010-12-21 2014-06-24 Hamilton Sundstrand Corporation Shaft support for air cycle machine
US9410482B2 (en) * 2010-12-24 2016-08-09 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine heat exchanger
US9062604B2 (en) 2011-01-14 2015-06-23 Hamilton Sundstrand Corporation Low pressure bleed architecture
US9670842B2 (en) 2011-01-14 2017-06-06 Hamilton Sundstrand Corporation Bleed valve module with position feedback and cooling shroud
US8661833B2 (en) 2011-01-14 2014-03-04 Hamilton Sundstrand Corporation Bleed valve module
EP3385510B1 (en) 2011-03-17 2022-02-09 Airbus Canada Limited Partnership Control method for operating a precooler in an aircraft and aircraft engine
US10634051B2 (en) 2012-01-09 2020-04-28 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with low pressure environmental control system for aircraft
US10093424B2 (en) * 2014-07-07 2018-10-09 United Technologies Corporation Low pressure environmental control system with safe pylon transit
CN103216361B (zh) * 2013-04-18 2015-10-21 李宇霞 新型小型涵道涡扇发动机
CN103835836B (zh) * 2014-03-10 2015-09-09 金剑 一种涵道比可控的燃气轮机
US10487690B2 (en) * 2014-08-18 2019-11-26 Rohr, Inc. Actively controlled cooling air exhaust door on an aircraft engine nacelle
CN106285949B (zh) * 2015-06-04 2018-09-11 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机高压压气机出口冷却系统
RU2617026C1 (ru) * 2015-12-09 2017-04-19 Владимир Леонидович Письменный Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя
US10934938B2 (en) 2016-07-22 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Boundary layer cooling air for embedded engine
FR3070967B1 (fr) * 2017-09-14 2019-08-30 Airbus Operations Dispositif d'echange thermique compact incorpore dans un mat d'aeronef
RU2679337C1 (ru) * 2018-01-11 2019-02-07 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (варианты)
RU2696884C2 (ru) * 2018-01-11 2019-08-07 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты)
RU2701034C1 (ru) * 2019-02-15 2019-09-24 Владимир Леонидович Письменный Двухконтурный турбореактивный двигатель
RU2704435C1 (ru) * 2019-02-28 2019-10-29 Владимир Леонидович Письменный Двухконтурная газотурбинная установка
US11274602B2 (en) 2019-05-24 2022-03-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Air cooler for gas turbine engine
US11713719B2 (en) * 2020-05-07 2023-08-01 The Boeing Company Engine bleed power recovery systems and related methods

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3842597A (en) * 1973-03-16 1974-10-22 Gen Electric Gas turbine engine with means for reducing the formation and emission of nitrogen oxides
US4254618A (en) * 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
US4493184A (en) * 1983-03-07 1985-01-15 United Technologies Corporation Pressurized nacelle compartment for active clearance controlled gas turbine engines
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
FR2697289B1 (fr) * 1992-10-28 1994-12-09 Snecma Turboréacteur à double flux avec système de réchauffement d'air sur la tuyère primaire.
DE4315256A1 (de) * 1993-05-07 1994-11-10 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Verteilung sowie Zu- und Abführung eines Kühlmittels an einer Wand eines Turbo-, insbesondere Turbo-Staustrahltriebwerks
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
FR2734320B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
JP2009523946A (ja) 2009-06-25
JP4972652B2 (ja) 2012-07-11
EP1973778A1 (fr) 2008-10-01
BRPI0706872A2 (pt) 2011-04-12
US20090000305A1 (en) 2009-01-01
WO2007083026A1 (fr) 2007-07-26
EP1973778B1 (fr) 2015-10-14
CN101374722A (zh) 2009-02-25
FR2896275A1 (fr) 2007-07-20
CA2631849C (fr) 2013-10-15
CN101374722B (zh) 2011-07-06
FR2896275B1 (fr) 2010-05-28
RU2008133990A (ru) 2010-02-27
US8141337B2 (en) 2012-03-27
CA2631849A1 (fr) 2007-07-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2411389C2 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем
RU2382221C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем
RU2376205C1 (ru) Турбовентиляторный двигатель с предохладителем
JP4974857B2 (ja) 複合間隙制御エンジン
CA2870604C (en) High pressure muffling devices
US8413930B2 (en) Thermal anti-icing system
CA2799333C (en) Compact high-pressure exhaust muffling devices
US6625989B2 (en) Method and apparatus for the cooling of jet-engine turbine casings
US10494949B2 (en) Oil cooling systems for a gas turbine engine
JP2007255421A (ja) 航空機用タービンエンジンの吸気コーンの除氷のためのシステム
EP1706596A1 (en) Cooled turbine vane platform
US8235170B1 (en) Integrated tailcone muffler assemblies and methods
CA2936582C (en) Turbine vane rear insert scheme
US20170198602A1 (en) Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
CN106870161A (zh) 用于减轻腔共振的方法和系统
CN111263847B (zh) 涡轮排气壳体的冷却
CN215860346U (zh) 航空发动机低压涡轮主动间隙控制系统的一体化结构装置
CN113882952B (zh) 进气整流罩、燃气涡轮发动机以及热气防冰方法

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120221

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200119