RU2435058C2 - Система разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя - Google Patents

Система разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2435058C2
RU2435058C2 RU2007121711/06A RU2007121711A RU2435058C2 RU 2435058 C2 RU2435058 C2 RU 2435058C2 RU 2007121711/06 A RU2007121711/06 A RU 2007121711/06A RU 2007121711 A RU2007121711 A RU 2007121711A RU 2435058 C2 RU2435058 C2 RU 2435058C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine engine
gas turbine
support brackets
pressure compressor
flow
Prior art date
Application number
RU2007121711/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007121711A (ru
Inventor
Эрик Стефан БИЛЬ (FR)
Эрик Стефан БИЛЬ
Жиль Ален Мари ШАРЬЕ (FR)
Жиль Ален Мари ШАРЬЕ
Филипп Жак Пьер ФЕССУ (FR)
Филипп Жак Пьер ФЕССУ
Патрик Шарль Жорж МОРЕЛЬ (FR)
Патрик Шарль Жорж МОРЕЛЬ
Original Assignee
Снекма
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 filed Critical Снекма
Publication of RU2007121711A publication Critical patent/RU2007121711A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2435058C2 publication Critical patent/RU2435058C2/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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/0215—Arrangements therefor, e.g. bleed or by-pass valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/023—Details or means for fluid extraction
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/545—Ducts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/56—Brush seals
    • 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
    • F05D2260/50—Kinematic linkage, i.e. transmission of position

Abstract

Двухконтурный газотурбинный двигатель, в частности авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержит между каналом первичного потока и каналом вторичного потока промежуточный конструктивный кожух, расположенный в осевом направлении между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления. Газотурбинный двигатель содержит также проход разгрузки для отведения части газового потока, подаваемого компрессором низкого давления, в направлении канала вторичного потока позади по потоку от опорных кронштейнов, располагающихся на периферийной части промежуточного кожуха. Газотурбинный двигатель имеет отверстие разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами, и скользящую заслонку, занимающую три положения. В закрытое положение скользящая заслонка полностью перекрывает проход разгрузки и отверстие разгрузки. В промежуточном положении отверстие разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами, является перекрытым, тогда как проход разгрузки, позволяющий обеспечить отведение некоторой части газового потока позади опорных кронштейнов по потоку, является открытым. В открытом положении отверстие разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами, и проход разгрузки, открывающийся по потоку позади опорных кронштейнов, оба являются открытыми. Изобретение обеспечивает удовлетворительное удаление града. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к системе разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя.
Более конкретно, настоящее изобретение относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, в частности к авиационному двухконтурному турбореактивному двигателю, содержащему в пространстве между каналом первичного потока и каналом вторичного потока промежуточный конструктивный кожух, располагающийся в осевом направлении между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления, и разгрузочный проход, обеспечивающий возможность отведения некоторой части газового потока, подаваемого компрессором низкого давления, в направлении канала вторичного потока сзади по потоку от опорных кронштейнов, причем промежуточный кожух снабжен в своей периферийной части множеством опорных кронштейнов.
В турбореактивных двигателях системы разгрузки компрессоров выполняют две функции. С одной стороны, эти системы обеспечивают необходимую адаптацию компрессора низкого давления, удаляя избыточное количество воздуха, чтобы исключить помпаж компрессора или вращающийся отрыв потока. А с другой стороны, эти системы выполняют функцию удаления града. Действительно, если бы град смог достигнуть камеры сгорания, это могло бы привести к самовыключению двигателя.
В известных в настоящее время устройствах подобного рода (например, из патентного документа ЕР 1308601) воздух отбирается при помощи механизма, содержащего заслонку, расположенную перед промежуточным кожухом, после чего этот воздух выбрасывается в канал вторичного потока позади направляющих лопаток вторичного потока. Однако для улучшения характеристик двигателей известен прием интегрирования направляющих лопаток вторичного потока в опорные кронштейны турбореактивного двигателя. Это приводит к отведению воздуха позади опорных кронштейнов, что оказывается затруднительным, в частности, на небольших двигателях вследствие относительно малой располагаемой межканальной высоты. Таким образом эти устройства не позволяют обеспечить удовлетворительное удаление града.
Технической задачей настоящего изобретения является создание газотурбинного двигателя и системы разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя, которые позволяют устранить отмеченные выше недостатки.
Поставленная техническая задача в соответствии с настоящим изобретением решена путем создания системы разгрузки газотурбинного двигателя, содержащей отверстие разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами, и скользящую заслонку, имеющую возможность занимать три различных положения, а именно закрытое положение, в котором скользящая заслонка полностью перекрывает проход разгрузки и отверстие разгрузки, промежуточное положение, в котором отверстие разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами, является перекрытым, тогда как проход разгрузки, позволяющий обеспечить отведение некоторой части газового потока позади опорных кронштейнов по потоку, является открытым, и открытое положение, в котором отверстие разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами, и проход разгрузки, открывающийся по потоку позади опорных кронштейнов, оба являются открытыми.
Благодаря приведенной выше конструкции град может быть полностью удален в открытом положении заслонки. Таким образом устраняется опасность самопроизвольного отключения двигателя в случае попадания самолета в условия выпадения града.
Предпочтительно заслонка содержит круговой выступ, который перекрывает отверстие разгрузки в промежуточном положении заслонки.
В соответствии со специфическим вариантом реализации газотурбинный двигатель содержит обечайку, по которой со скольжением имеет возможность перемещаться скользящая заслонка.
Предпочтительно заслонка снабжена эластомерными уплотнительными прокладками или щеточными уплотнениями, предназначенными для обеспечения герметичности между заслонкой и пластиной.
Согласно второму аспекту настоящее изобретение относится к системе разгрузки компрессора низкого давления, составляющего часть газотурбинного двигателя.
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания, не являющегося ограничительным примером его реализации, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых изображено:
фиг.1 - частичный разрез турбореактивного двигателя, содержащего систему разгрузки согласно изобретению;
фиг.2 - система разгрузки в закрытом положении согласно изобретению;
фиг.3 - система разгрузки в промежуточном положении согласно изобретению;
фиг.4 - система разгрузки в полностью открытом положении;
фиг.5 - разрез турбореактивного двигателя, содержащего щеточное уплотнение;
фиг.6 - общий вид средств приведения заслонки в движение согласно изобретению.
Показанный на фиг.1 двухконтурный турбореактивный двигатель, имеющий продольную ось Х-Х, содержит в своей передней зоне вентилятор, который подает воздух в кольцевой канал 2 первичного потока и в кольцевой канал 3 вторичного потока, отделенные друг от друга межканальным кожухом 4.
В канале 2 первичного потока располагаются последовательно, если смотреть в направлении по течению потока, компрессор 6 низкого давления, кольцевой канал 8, имеющий сечение S-образной формы, и компрессор 10 высокого давления, который обеспечивает подачу сжатого воздуха в камеру сгорания (не показана).
Межканальный кожух 4 содержит, если смотреть в направлении по течению потока, носок 12 разделителя потока, внутренняя стенка которого образует статор компрессора низкого давления, промежуточный конструктивный кожух 14, который содержит в своей внутренней в радиальном направлении зоне канал 8, имеющий S-образную форму, и статор 16 компрессора 10 высокого давления. Канал 3 вторичного потока ограничен изнутри наружной стенкой носка 12 и внутренними платформами опорных кронштейнов 18 двигателя, которые проходят через этот вторичный поток. В этом варианте реализации выходные направляющие лопатки (ОGV) интегрированы в опорные кронштейны 18.
Как показано на фиг.2, кольцевой коллектор 20 открывается в канал первичного потока позади по потоку от компрессора 6 низкого давления. Этот коллектор может быть перекрыт при помощи заслонки 22, установленной с возможностью скольжения и способной занимать три различных положения. На фиг.2 заслонка находится в своем полностью закрытом положении, в котором она герметично перекрывает кольцевой коллектор 20. Для этого уплотнительные прокладки 24 герметизации обеспечивают герметичную связь между заслонкой 22 и кольцевым коллектором 20.
На фиг.3 заслонка находится в своем промежуточном положении. В этом положении круговой выступ 26, жестко связанный с заслонкой 22, изолирует отверстие 28 разгрузки, которое открывается по потоку перед опорными кронштейнами 18. Проход 29 разгрузки, обеспечивающий возможность отведения некоторой части газового потока позади опорных кронштейнов 18, напротив того, является открытым, как показано стрелками 30 и 32. При этом поток воздуха проходит под опорными кронштейнами 18 и выбрасывается по потоку позади этих кронштейнов через решетки 34. Затем он смешивается с вторичным потоком 3.
На фиг.4 заслонка находится в полностью открытом положении. В этом положении круговой выступ 26 заслонки 22 полностью освобождает отверстие 28 разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами 18. Это положение принимается в случае наличия града, в частности на относительно низких оборотах двигателя. Град может отводиться непосредственно во вторичный поток, как это схематично показано стрелкой 36. Таким образом устраняется возможное закупоривание межканальной части промежуточного кожуха. При этом ухудшение аэродинамических характеристик оказывается вполне приемлемым, поскольку удаление града не является необходимым при высоких оборотах двигателя.
На фиг.5 представлен вариант реализации, в котором одна из уплотнительных прокладок представляет собой уплотнение щеточного типа, тогда как другая уплотнительная прокладка 24 представляет собой уплотнение, изготовленное из эластомера. В этом варианте реализации заслонка 22 скользит по обечайке 40. На фиг.5 заслонка находится в полностью закрытом положении, причем ее промежуточное положение и полностью открытое положение схематически представлены позициями 221 и 222.
На фиг.6 представлен пример реализации средств, при помощи которых заслонка 22 может быть приведена в движение и переведена из одного положения в другое. В рассматриваемом примере эти средства образованы подъемником 42, например гидравлическим или электрическим подъемником. Подъемник 42 располагается под платформами 43 лопаток 18 выходного направляющего аппарата.
Шток 44 подъемника приводит в движение качалку 46, которая инвертирует движение этого подъемника. В том случае, когда шток 44 подъемника выдвинут, заслонка 22 находится в своем закрытом положении, и наоборот, в том случае, когда шток подъемника втянут, заслонка находится в своем открытом положении (фиг.6).

Claims (6)

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, в частности авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий между каналом (2) первичного потока и каналом (3) вторичного потока промежуточный конструктивный кожух (14), расположенный в осевом направлении между компрессором (6) низкого давления и компрессором (10) высокого давления, и проход (29) разгрузки для отведения части газового потока, подаваемого компрессором низкого давления, в направлении канала (3) вторичного потока позади по потоку от опорных кронштейнов (18), располагающихся на периферийной части промежуточного кожуха, отличающийся тем, что этот газотурбинный двигатель содержит отверстие (28) разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами (18), и скользящую заслонку (22), занимающую три положения, т.е. закрытое положение, в котором скользящая заслонка (22) полностью перекрывает проход разгрузки и отверстие разгрузки, промежуточное положение, в котором отверстие (28) разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами (18), является перекрытым, тогда как проход (29) разгрузки, позволяющий обеспечить отведение некоторой части газового потока позади опорных кронштейнов (18) по потоку, является открытым, и открытое положение, в котором отверстие (28) разгрузки, открывающееся по потоку перед опорными кронштейнами (18), и проход (29) разгрузки, открывающийся по потоку позади опорных кронштейнов, оба являются открытыми.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что заслонка (22) содержит круговой выступ (26), который перекрывает отверстие (28) разгрузки в промежуточном положении заслонки.
3. Газотурбинный двигатель по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что содержит обечайку (40), по которой со скольжением имеет возможность перемещаться скользящая заслонка (22).
4. Газотурбинный двигатель по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что заслонка (22) снабжена изготовленными из эластомера уплотнительными прокладками (24) или щеточными уплотнениями (38), предназначенными для обеспечения герметичности между заслонкой и каналом (2) первичного потока.
5. Газотурбинный двигатель по п.3, отличающийся тем, что заслонка (22) снабжена изготовленными из эластомера уплотнительными прокладками (24) или щеточными уплотнениями (38), предназначенными для обеспечения герметичности между заслонкой и каналом (2) первичного потока.
6. Система разгрузки компрессора низкого давления, составляющего часть газотурбинного двигателя в соответствии с одним из пп.1-5.
RU2007121711/06A 2006-06-09 2007-06-08 Система разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя RU2435058C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0652076A FR2902142B1 (fr) 2006-06-09 2006-06-09 Systeme de decharge d'un compresseur a basse pression de turbomachine
FR0652076 2006-06-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007121711A RU2007121711A (ru) 2008-12-20
RU2435058C2 true RU2435058C2 (ru) 2011-11-27

Family

ID=37698255

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007121711/06A RU2435058C2 (ru) 2006-06-09 2007-06-08 Система разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US7785066B2 (ru)
EP (1) EP1865184B1 (ru)
JP (1) JP5165926B2 (ru)
CA (1) CA2590047C (ru)
DE (1) DE602007002665D1 (ru)
FR (1) FR2902142B1 (ru)
RU (1) RU2435058C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2715766C2 (ru) * 2015-04-01 2020-03-03 Сафран Эркрафт Энджинз Перепускной канал газотурбинного двигателя, содержащий решетку рпк с различными углами установки

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2926328B1 (fr) * 2008-01-14 2015-08-07 Snecma Turbomachine a double flux comportant une veine primaire et un bec mobile dans cette veine primaire
FR2932855B1 (fr) * 2008-06-18 2014-04-11 Snecma <p>SYSTEME DE DECHARGE D'AIR POUR COMPRESSEUR DE TURBOMACHINE AERONAUTIQUE</p>
FR2958747B1 (fr) * 2010-04-12 2012-04-27 Snecma Dispositif de mesure de temperature dans une veine d'ecoulement de flux primaire d'un turboreacteur a double flux
US20110265490A1 (en) * 2010-04-30 2011-11-03 Kevin Samuel Klasing Flow mixing vent system
US20120070271A1 (en) * 2010-09-21 2012-03-22 Urban Justin R Gas turbine engine with bleed duct for minimum reduction of bleed flow and minimum rejection of hail during hail ingestion events
DE102011101331A1 (de) 2011-05-12 2012-11-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinentriebwerk mit Zapfluftentnahmevorrichtung
FR2976022B1 (fr) * 2011-05-31 2015-05-22 Snecma Turbomachine a vannes de decharge localisees au niveau du carter intermediaire
US10634051B2 (en) 2012-01-09 2020-04-28 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with low pressure environmental control system for aircraft
US8904805B2 (en) * 2012-01-09 2014-12-09 United Technologies Corporation Environmental control system for aircraft utilizing turbo-compressor
US10093424B2 (en) * 2014-07-07 2018-10-09 United Technologies Corporation Low pressure environmental control system with safe pylon transit
DE102012007130A1 (de) * 2012-04-10 2013-10-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbine mit einem Entlastungskanal in einem Leitschaufelfußelement eines Nebenstromkanals
US20130343883A1 (en) * 2012-06-20 2013-12-26 Ryan Edward LeBlanc Two-piece duct assembly
US9062603B2 (en) 2012-06-20 2015-06-23 United Technologies Corporation Four bar drive mechanism for bleed system
US9091209B2 (en) 2012-06-20 2015-07-28 United Technologies Corporation Four bar bracket
US9638201B2 (en) * 2012-06-20 2017-05-02 United Technologies Corporation Machined aerodynamic intercompressor bleed ports
US9394792B2 (en) 2012-10-01 2016-07-19 United Technologies Corporation Reduced height ligaments to minimize non-integral vibrations in rotor blades
DE102013202786B4 (de) 2013-02-20 2015-04-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zum Abblasen von Verdichterluft in einem Turbofantriebwerk
FR3005693B1 (fr) * 2013-05-16 2017-12-22 Snecma Turbomachine d'aeronef a double flux comprenant une virole inter-veine a maintien aval simplifie
DE102013215371A1 (de) * 2013-08-05 2015-02-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung und Verfahren zum Abblasen von Verdichterluft in einem Triebwerk
DE102014221049A1 (de) * 2014-10-16 2016-04-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Anordnung und Verfahren zum Abblasen von Verdichterluft in einem Triebwerk
US10144519B2 (en) 2014-10-24 2018-12-04 United Technologies Corporation Compressor bleed air supply for an aircraft environmental control system
CN106837776A (zh) * 2015-02-09 2017-06-13 张朝利 水泵拍门自动翻盖装置
FR3033007B1 (fr) 2015-02-19 2018-07-13 Safran Aircraft Engines Dispositif pour le reglage individuel d'une pluralite d'aubes radiales fixes a calage variable dans une turbomachine
US10393128B2 (en) 2015-05-26 2019-08-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Translating gaspath bleed valve
US10208676B2 (en) * 2016-03-29 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine engine dual sealing cylindrical variable bleed valve
US10774752B2 (en) 2016-04-04 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Integrated environmental control and buffer air system
US10233845B2 (en) * 2016-10-07 2019-03-19 General Electric Company Bleed valve assembly for a gas turbine engine
US10934943B2 (en) 2017-04-27 2021-03-02 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange
RU2666886C1 (ru) * 2017-11-14 2018-09-12 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета
FR3107086B1 (fr) 2020-02-10 2023-04-14 Safran Aircraft Engines Vanne de décharge avec porte et ailette actionnées de manière coordonnée
US11781506B2 (en) * 2020-06-03 2023-10-10 Rtx Corporation Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE757915A (fr) * 1969-10-24 1971-04-01 Gen Electric Construction combinee de carter de compresseur et de collecteurd'air
US5694767A (en) * 1981-11-02 1997-12-09 General Electric Company Variable slot bypass injector system
US4546605A (en) * 1983-12-16 1985-10-15 United Technologies Corporation Heat exchange system
FR2569783B1 (fr) * 1984-09-06 1986-09-12 Snecma Structure d'anneau et dispositif de decharge de compresseur comportant cet anneau
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
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
FR2823532B1 (fr) * 2001-04-12 2003-07-18 Snecma Moteurs Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee
FR2831608B1 (fr) * 2001-10-31 2004-01-02 Snecma Moteurs Dispositif de decharge dans un turbo reacteur a double flux
US6766639B2 (en) * 2002-09-30 2004-07-27 United Technologies Corporation Acoustic-structural LPC splitter
US7624581B2 (en) * 2005-12-21 2009-12-01 General Electric Company Compact booster bleed turbofan

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2715766C2 (ru) * 2015-04-01 2020-03-03 Сафран Эркрафт Энджинз Перепускной канал газотурбинного двигателя, содержащий решетку рпк с различными углами установки

Also Published As

Publication number Publication date
CA2590047C (fr) 2014-08-26
FR2902142A1 (fr) 2007-12-14
FR2902142B1 (fr) 2008-09-05
DE602007002665D1 (de) 2009-11-19
RU2007121711A (ru) 2008-12-20
EP1865184B1 (fr) 2009-10-07
JP2007327489A (ja) 2007-12-20
US7785066B2 (en) 2010-08-31
US20080063515A1 (en) 2008-03-13
CA2590047A1 (fr) 2007-12-09
EP1865184A1 (fr) 2007-12-12
JP5165926B2 (ja) 2013-03-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2435058C2 (ru) Система разгрузки компрессора низкого давления газотурбинного двигателя
RU2222708C2 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель со средствами отведения избыточного количества воздуха с упрощенным управлением
RU2433312C2 (ru) Турбовентиляторный двигатель с компактной системой отбора воздуха от дожимного компрессора
CN107916993B (zh) 燃气涡轮发动机和用于燃气涡轮发动机的放气组件
RU2446303C2 (ru) Турбомашина двухконтурной конструкции с косвенным изменением сечения горловины для выпуска газов и способ такого изменения
US9506374B2 (en) Component of a turbine with leaf seals and method for sealing against leakage between a vane and a carrier element
US10221773B2 (en) Bleed valve assembly for a gas turbine engine
US9322337B2 (en) Aerodynamic intercompressor bleed ports
US9835090B2 (en) Fire seal for a gas turbine engine
CN102434229B (zh) 可变几何涡轮机
GB2442310A (en) A turbine with clearance control system having louvers which reduce pressure losses
US9623354B2 (en) System for extracting matter through variable bleed valves in turbines
WO2014017585A1 (ja) エンジンダクト及び航空機エンジン
CN102046983B (zh) 涡轮机内的空气歧管
RU2296887C2 (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
US8511095B2 (en) Flow discharge device
US8714908B2 (en) Shroud leakage cover
CN106958462B (zh) 用于涡轮发动机的定子边缘
CN110023592B (zh) 装配有排气系统的双涵道涡轮机
US9011083B2 (en) Seal arrangement for a gas turbine
EP3287605B1 (en) Rim seal for gas turbine engine
CN111794860A (zh) 用于飞行器的涡轮发动机
RU2396451C1 (ru) Газотурбинная установка
US20110250046A1 (en) Turbofan engine performance recovery system and method
EP2904243A1 (en) Aerodynamic intercompressor bleed ports

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner